某型飞机/发动机一体化性能计算

研究了飞机/发动机一体化性能计算模型,并开发了一套相应的可视化计算软件.计算模型包括发动机非安装性能计算模型,进气道、尾喷管/后体特性转换模型,安装性能计算模型以及飞机性能计算模型.根据进气道、尾喷管安装特性法(INSTAL),利用进气道、尾喷管/后体特性转换程序求出实际的进气道、尾喷管安装特性,结合非安装性能计算程序,计算了发动机安装性能,并在此基础上计算了飞机性能.该软件已用于某型飞机的一体化性能计算,使用结果表明:①与经验公式法相比,采用INSTAL所得发动机安装性能估算结果与资料值接近程度普遍提高,最高可提高13%;②该软件计算结果合理,计算所需时间短,计算精度较高.      

N形缝光线引入器太阳敏感器技术研究

为适应微小卫星发展的需求,提出了基于线阵电荷耦合器(Charge Coupled Devices, CCD)的N字形狭缝数字太阳敏感器研究方案,以减小系统功耗并降低系统复杂度。该方案通过采用带有N字形狭缝的光线引入器以及单个线阵CCD作为光线探测器,实现了太阳敏感器对两轴太阳角的精确计算。提出利用迭代算法和修正系数对系统折射误差进行修正的方法,进一步结合质心算法,能够快速准确修正系统误差,提高系统精度和分辨率。N型数字太阳敏感器视场角可达(±60°)×(±60°),在整个视场范围内定姿精度优于0.1°,功耗 300mW。该数字太阳敏感器具有低功耗、大视场角和高精度的特点,设计、算法均大大简化,实现了太阳敏感器的微型化,在各种微小卫星上有广阔的应用前景。     

适应于RBCC运载器的轨迹优化建模研究

根据RBCC动力系统工作原理,分析了RBCC运载器上升段轨迹特点和设计矛盾。针对此类飞行器工作模态多、冲压模态约束条件复杂、传统优化模型无法求解其全局最优解的问题,以Radau伪谱法为基础,建立了基于混合积分变量的全程最优轨迹求解模型,并引入连接条件模型。该模型可以有效处理RBCC运载器多段飞行轨迹约束条件,克服了传统建模方法的不足。采用50km、Ma8运载任务算例校验优化模型,优化结果显示,所研究模型符合RBCC运载器工作特点和任务需要,可快速求解此类运载器上升段最优轨迹。     

航天器喷气姿态机动分力合成抑制模态选取准则

针对利用喷气执行机构实现航天器姿态机动时柔性附件的振动抑制问题,以期望的姿态指向精度及稳定度为约束,提出了需要抑制的系统模态阶次选取准则。仿真验证模型由绕单轴旋转的中心刚体及柔性附件组成,应用拉格朗日法建立适用于不同附件位置的系统动力学方程,利用准则设计了常幅值分力合成控制力矩。仿真结果验证了所提出准则的有效性,并表明：在姿态机动前若能适当调整柔性附件的位置,将便于分力合成控制器设计,易于获得较高的姿态指向精度及稳定度,且利于减少喷气次数。     

基于细菌觅食性的改进粒子群优化算法翼型设计

提出了一种基于细菌觅食性的改进粒子群优化算法。该算法以粒子群优化算法的社会模型为基础,添加了个体之间的交流项,丰富了粒子之间的优势信息源,增强了粒子的信息共享能力,同时,引入了细菌觅食算法中的趋化和驱散机制,使得算法能够有效地跳出局部最优。函数测试结果表明,该算法显著地提高了粒子群优化算法的寻优性能,并将该算法应用到了翼型设计之中。     

液体火箭发动机诱导轮旋转汽蚀分析

超同步旋转汽蚀和次同步旋转汽蚀是液体火箭发动机诱导轮旋转汽蚀现象的两种类型。为了揭示它们之间的差异,完成了Tsujimoto旋转汽蚀计算模型的理论求解,开展了旋转汽蚀现象的数值计算。结果表明,旋转汽蚀两种类型发生时,质量流量增益系数M都发生周期性变化。当超同步旋转汽蚀发生时,M>0;而当次同步旋转汽蚀发生时,M值的变化范围更广。由于在设计工况点附近,通常有M>0,因此在多数情况下很难观测到次同步旋转汽蚀。     

航天用复合材料结构高温极限承载能力试验方法

针对航天飞行器飞行特点,本文给出两种基于破坏时间的承载能力试验方法,可以获得结构在不同飞行温度和时间下的承载能力。能够充分发挥材料在传热过程中的高温承载能力,降低结构防热质量。     

改进的粒子群优化算法在气动设计中的应用

为了提高优化系统的搜索效率,发展出了社会模型这种改进智能优化算法的通用策略,在此基础上,提出了一种基于社会模型的改进粒子群优化(IPSOSM)算法。该算法对社会模型进行了分析并在此指导下,将人工鱼群算法(AFSA)中的聚群行为引入到粒子群优化(PSO)算法中,丰富了粒子之间的优势信息源,增强了粒子的信息共享能力,使得IPSOSM算法能够有效地跳出局部最优。函数测试表明,该算法显著提高了PSO算法的寻优性能。将IPSOSM算法应用到翼型和机翼的气动优化设计之中,取得了良好的结果,从而表明提出的算法简洁有效,具有较好的实用性。     

航天器异种金属钎焊接头静态裂纹行为分析

采用高频感应钎焊方法连接了航天推进系统的异种金属(钛合金与不锈钢)薄壁小直径导管结构,结构的质量和性能远远优于螺栓连接的导管结构.钎焊接头静态拉伸试验发现,银基钎料钎焊的接头承载能力要优于铜基钎料.对静态拉伸断裂接头的微观组织进行了分析,结果发现,银基钎料钎焊的接头区域出现的裂纹仅在钎缝区域萌生和扩展,当裂纹扩展到钎缝与母材的界面位置时停止扩展.铜基钎料钎焊的接头区域的裂纹从3个位置萌生:钎缝2种组织的交界处,钎缝与钛合金、不锈钢的界面.裂纹驱动力主要是由静态拉伸载荷和异种金属钎焊接头失配行为构成的,而裂纹扩展抗力主要与钎焊接头的微观组织有关.     

阻尼柔性连接在卫星结构中的综合应用研究

卫星结构的热变形是影响卫星光学有效载荷指向精度的主要因素之一,在对国内某在研卫星的有效载荷安装平台热变形过大问题进行分析之后,综合考虑卫星在轨的抖振抑制和发射段减振问题,本文提出了采用高阻尼柔性连接的结构设计来综合解决这三方面的结构问题。阻尼柔性连接结构以金属橡胶制备,充分利用了其非线性刚度和高阻尼比等特性。对卫星设计阶段提出的三种结构方案进行了数值仿真计算,结果表明,金属橡胶阻尼柔性连接结构设计方案能有效的减小有效载荷安装平台的热变形,并抑制卫星在轨抖振和发射段振动,因而具有最佳的综合性能。