航天器用回转支撑机构设计优化及试验验证

本文结合国内空间站对日定向驱动机构所采用的回转支撑机构方案,重点围绕滚轮-导轨运动副接触形式,分析了圆柱形滚轮外形方案所存在的“滚中带滑”情况,针对性地开展了滚轮外形结构设计优化,提出了圆锥形设计改进方案。为了验证该方案的设计正确性、工程可行性以及改进有效性,计算了改进方案的运动副滚滑比,评估了零件加工精度、产品装配偏差以及空间温度环境等对滚滑比的影响,分析了改进方案对机械接口和载荷条件的影响,开展了真空寿命试验。结果表明:改进方案能够实现在理论上滚轮-导轨运动副为纯滚动运动,对零件加工精度、产品装配偏差以及空间温度环境有较好的容差性和适应性,并且对机械接口和载荷条件无影响,能够有效改善滚轮-导轨运动副接触状态,延长寿命,满足使用需求。     

TMS320VC33虚拟内核流水线仿真优化设计方法研究

搭建全数字仿真测试环境的关键是虚拟内核的研制.流水线仿真优化设计对虚拟内核运行效率的提高至关重要.本文研究了TMS320VC33虚拟内核流水线仿真优化设计方法,基于TMS320VC33流水线工作原理运用译码缓存策略和预译码策略对流水线仿真过程进行优化,并提出了一种流水线仿真优化设计整体方案.     

基于反作用发动机推力的空天飞行器再入姿态飞行控制

研究了空天飞行器(ASV)再入跨大气层飞行时的姿态控制问题。在ASV跨大气层再入飞行时,通过反作用控制系统(RCS)中的反作用发动机推力产生控制力矩来控制ASV的姿态,以补偿气动舵面操纵失效或者部分失效而引起的控制力矩不足;随着空气密度的增加,气动舵面逐步介入控制系统,RCS随之逐步退出.由于快回路控制器产生进行姿态控制所需要的控制力矩,其通过相应的控制分配将控制力矩映射到作动器,为了减轻作动器的抖振,提出了利用基于区域模型的T-S模糊多模型控制方法设计快回路控制器,在跟踪期望角速度的同时,柔化控制信号.最后通过仿真验证了所提方法的有效性.      

Hall推力器羽流数值模拟

以稳态等离子体推力器(SPT)羽流流场为研究对象,基于直接蒙特卡罗模拟与粒子单元混合方法建立数值模型,模拟等离子体稳态流动,研究流场特性。将计算结果与实验数据相比较,并与同类推力器羽流参数进行比较,以保证仿真可靠性。研究表明,所建立的仿真模型能够较好地预测SPT羽流电子数密度和离子电流密度等参数。     

导弹气动参数辨识与优化输入设计

导弹气动参数的可辨识性和辨识准度很大程度上取决于控制输入设计。首先阐述了导弹气动参数辨识的最大似然方法,在此基础上发展了一种控制输入的优化设计方法,目标函数取为参数估计的不确定椭球体积,最优解搜索采用粒子群优化算法。最后,给出一个样例导弹的优化输入设计和飞行试验气动参数辨识结果。计算分析结果表明,所发展的优化输入设计方法是有效的,辨识获得的气动参数可信度较高。     

面向弹道优化的高超声速再入飞行器模态稳定性分析

为研究高超声速再入飞行器沿弹道的自由扰动运动的稳定性,考虑大气密度随高度的变化和引力梯度,建立了高超声速无动力再入纵向动力学小扰动线性化方程,然后获得转移矩阵和特征方程,在此基础上进行沿弹道的纵向模态分析。利用二次曲线及基于类型函数和形状函数（CST）的方法提出升力式高超声速飞行器气动布局,并采用工程估算方法获得飞行器气动特性数据。针对最大射程、最小射程和跳跃弹道等典型再入弹道进行沿弹道的模态稳定性分析,得到高超声速再入弹道高度模态、沉浮模态和短周期模态稳定性沿弹道的变化特征。从稳定性的角度,对弹道优化提出建议：应避免所设计的弹道产生太大的跳跃,即使是牺牲一些射程上的性能,因为跳跃会使短周期模态和沉浮模态产生更多的不稳定特征根。     

基于本征正交分解的离心压气机多学科设计优化

为探索离心压气机多学科设计优化策略,进一步提高优化效率,建立了基于本征正交分解(POD)技术的离心压气机优化系统。首先选择样本数据生成快照矩阵,进行本征正交分解后,提取了占支配性的少数几个基函数,并以POD系数作为新的设计变量,构建了降阶的设计空间,从而大幅度减少了设计变量的个数。然后与离心压气机多学科优化流程相结合,建立了一种高效率的优化策略。为验证系统的可行性,以极大化等熵效率为目标,针对最大转速状态和巡航状态两个计算工况对压气机进行优化。结果表明:该优化策略在有效减少设计变量个数方面具有优势,从而使优化问题能够快速的收敛,优化后两个工况下的设计点等熵效率分别提高了3.5%和4%。     

高超声速混合流动的粒子模拟耦合算法

通过采用基于三维非结构网格的子网格技术,对适用于高超声速混合流动的自适应时间步长粒子模拟耦合算法(Improved Hybrid Particle Simulation Method,IHPSM)进行了改进,在保证算法计算效率的同时降低数值误差。通过对三维双曲钝锥外形的数值仿真及与DSMC(Direct Simulation Monte Carlo)计算结果的对比分析,证明改进的IHPSM算法具有较高的计算精度,且能较大幅度提高计算效率。基于改进的IHPSM算法,文中针对双曲钝锥外形进行了稀薄气体效应和飞行马赫数对高超声速流动影响规律的研究。结果表明,气体稀薄程度的增加会减缓双曲钝锥前端流场宏观物理量的变化梯度,使流场激波结构变厚;来流马赫数的增大会使激波明显增强,但对激波厚度与结构的影响较小。     

四种飞行器绕流的三维DSMC计算与传热分析

在地球大气层与火星大气层中,使用自己编制的DSMC(direct simulation Monte Carlo)源程序完成了四种飞行器(即Apollo,Orion,Mars Pathfinder以及Mars Microprobe)高超声速穿越稀薄气体时的三维绕流计算,给出了上述飞行器42个典型飞行工况(其中包括在地球大...