类Clipper再入返回飞行器气动特性分析

针对类Clipper再入返回飞行器的气动特性,采用近似反设计的方法,在飞行器外包络等约束条件下,通过形状控制函数,计算出类Clipper飞船的气动外形。基于计算流体动力学(CFD)数值模拟方法,研究分析类Clipper再入返回飞行器在不同高度、不同马赫数和不同攻角下的全空域/速域气动特性变化规律,并结合不同飞行状态下的压心位置探讨飞行器的稳定性。结果表明:类Clipper再入返回飞行器在不同飞行状态下能够具有良好的气动特性,最大升阻比可达1.1以上,属于中等升阻比再入,总体呈现出良好的静稳定性,可在未来作为具有可重复使用再入返回飞行器的方案之一。     

基于双滤波器的高精度目标跟踪估计方法

针对连续推力的合作航天器,采用双重无迹卡尔曼滤波(DUKF)算法估计其状态和加速度。通过状态滤波器和参数滤波器的配合,提升滤波精度,完成运动状态和参数的估计,从而实现合作目标的运动轨迹跟踪。与合作航天器相比,非合作航天器存在大小未知、发生时刻未知的机动,无法获得加速度,且信息获取和运动状态的估计难度大。针对非合作航天器,基于简化的相对运动方程,结合天基平台获得目标的观测信息,采用两个扩展卡尔曼滤波(EKF)及基于半正焦弦的机动检测策略实现多未知脉冲机动的运动状态的估计。仿真结果表明：相比于无迹卡尔曼滤波（UKF）,DUKF在对合作航天器的状态和加速度估计方面具有更快的收敛速度和更高的滤波精度;对于存在未知机动的非合作航天器,通过对比验证机动检测策略与滤波器切换策略相结合的方法的有效性,该方法能够检测到多次机动并且减少误判。     

构架式天线柔性动力学建模与展开精度分析

构架式可展开天线具有结构非线性强、桁架系统复杂以及运动环节多等特点,通常被视作刚体系统进行建模分析。然而多刚体动力学方法在求解复杂的连杆结构时,难以处理数量大、非线性强的铰接间隙模型,因此并不能准确还原真实的结构特性,给构架式天线的地面展开验证带来很大困难。本文建立了一套适用于该型天线的柔性多体动力学模型,通过引入微小弹性形变来消除铰链间隙对天线展开的影响,并在型面精度方面与期望的天线展开模型进行了比较说明。在确保不影响结构真实性的前提下,通过降阶、引入稳定系数等手段提高了柔性体单元计算效率。通过约束方程的设计与模块拆分求解等方法,消除结构非线性的影响。解决了针对构架式可展开天线的复杂桁架系统强非线性动力学的高精度建模问题,为构架式天线的仿真提供了技术手段。     

飞秒激光激励闪锌矿晶体产生太赫兹辐射的数学分析

基于飞秒激光激励闪锌矿晶体的太赫兹源实现方法较为简单,已有研究证明发射效率与晶体晶向选择,飞秒激光入射角以及偏振态相关,文章通过详细的理论分析与数学计算,讨论了正入射以及斜入射情况下太赫兹辐射最优化条件,获得了明确的飞秒激光入射角、偏振态、晶体晶向的选择依据,对提高太赫兹输出效率具有重要的指导意义。     

螺旋爆轰内部胞格结构实验探索

为研究螺旋爆轰胞格结构,选取预混气C2H2+2.5O2+85%Ar、C2H2+2.5O2+70%Ar与C2H2+5N2O在光滑管中进行爆轰实验,使用烟膜记录管道侧壁与端面胞格结构。编写MATLAB程序处理烟膜记录,比较侧壁横波间距、端面胞格直径平均值,以及相邻端面胞格中心点距离平均值与标准差。其中,侧壁横波间距明显大于管壁附近端面胞格直径平均值。另外,相较于稳定气,不稳定气近管壁与近管轴区域的端面胞格直径差异更大,不同压力下预混气C2H2+5N2O近管壁与近管轴区域的端面胞格直径差异分别为47.91 %、59.64 %、40.42 % 与37.21 %。为进一步探索爆轰波内部结构,使用CH4+2O2在5 mm、15 mm与25 mm宽度的环形管进行实验,对比侧壁及端面烟膜结果可观测到内部螺旋横波旋转方式。相对环管宽度而言,初始压力是胞格尺寸的主要影响参数,而整体上外侧壁胞格尺寸稍大于内侧壁胞格尺寸。     

基于蒙特卡罗法的航空发动机空气系统稳态算法优化

针对目前航空发动机空气系统稳态算法中收敛性依赖初值的问题,将蒙特卡罗方法与流体网络法综合应用到空气系统可压缩流体一维网络计算中,提出了一种新的计算方法Monte Carlo-Fluid Network（MC-FN）。该方法将空气系统简化为由节点和元件组成的网络,借助蒙特卡罗方法获得空气系统内各节点压力分配,再根据空气系统中各元件流阻特性和换热特性计算流量、温度。计算中通过将游动次数比较少的蒙特卡罗方法的计算结果作为流量残差法节点压力、温度的初始值,实现快速求得精确收敛解。与流量残差算法相比,MC-FN方法计算精度不变,收敛速度提升了66.5%;与线性求解法相比,MC-FN方法的计算精度提升了25.2%,收敛速度提升了43.8%。     

有声腔推力室的声学振型及其阻尼特性研究

为确定多声学模态压力振荡条件下带有1/4波长管声腔推力室的声学振型及其阻尼特性,揭示1/4波长管声腔对推力室压力振荡的抑制作用机理,对有声腔推力室和无声腔推力室进行近圆周壁面的定容弹激励仿真,激发了多模态的声学振型,给出了推力室压力分布的时空演化,并采用半带宽法定量评价每个激发声学振型的阻尼特性。结果表明：1/4波长管声腔成功抑制了目标振型（一阶切向振型）压力振荡,大幅度减小其幅值,而不是大幅度增加其半带宽,但可能增强其它非目标振型的压力振荡。声腔通过削弱目标振型波峰波谷压力差、声腔入口漩涡和增加壁面面积等三种方式来抑制目标振型压力振荡,主要以前者为主,前者旨在降低目标振型幅值,后两者是增加其半带宽。     

RBCC发动机燃料支板热防护研究

分析了RBCC发动机在5.5Ma条件下不同工作模式时燃料支板所处的热环境,综合火箭射流以及二次燃烧对热环境的影响,设计了带有冷却通道的燃料支板主动热防护方案。研究发现燃料支板在火箭冲压工作模式下受火箭羽流以及二次燃烧双重加热的影响,热环境最为恶劣,燃料喷注所形成的液膜可以对支板中部起到保护作用,壁面温度沿气流方向整体呈"高-低-高"的分布趋势。在此种工作模式下开展了三种冷却通道方案的对比研究,结果表明通道数及单通道流量增加均可以降低受热严峻部位的表面温度,提高支板表面温度的均匀性,保障发动机长时间安全工作。采用开环冷却后的煤油组织燃烧,发动机比冲性能具有1.5%的提高。     

用于RFOG的光学锁相环仿真研究

谐振式光纤陀螺是实现光纤陀螺小型化发展的重要方向,具有广阔的应用背景和很好的应用前景。而激光器作为谐振式光纤陀螺的关键设备之一,其性能直接影响着谐振式光纤陀螺的精度。为了解决谐振式光学陀螺的背反噪声问题,采用光学锁相环技术对激光器频率进行锁定的方案,通过对光学锁相环进行建模、仿真分析,重点研究了锁相原理及锁相方案,验证了基于电流调制的半导体激光器的光学锁相环可行性。最终验证了光学锁相环的相位锁定效果,实现了两激光器输出频率差值稳定的设计目标。     

飞机电静液作动器滑模 PID控制器设计

在多电飞机应用环境中,由于电静液作动器（Electro Hydrostatic Actuator,以下简称EHA）系统本身的强非线性与承载交变动载荷的不确定性,简单PID控制无法达到理想控制效果。提出了滑模 PID复合控制,电机电流环和转速环构成控制系统内环,以PI控制器实现电机调速;作动筒位置环为外环,以滑模控制提升系统的快速性和鲁棒性。建立了EHA数学模型,并设计了滑模控制器结构。仿真结果表明,滑模 PID复合控制方法能有效地消除超调和减小跟随误差,实现对EHA位置的精确控制。