基于折射方向矢量的地球卫星星光折射导航新方法

在星光折射导航中,星光折射视线包含星光折射的大小和星光折射方向两种折射信息,传统的星光折射导航量测量只利用了星光折射大小的信息。但实际上,星光折射方向也是卫星位置矢量的函数,含有卫星位置的重要信息。针对上述问题,提出了一种同时使用两种折射信息的星光折射导航新方法,该方法以星光折射方向矢量为量测量。详细介绍了基于折射方向矢量地球卫星星光折射导航方法的量测量的获取和量测模型的建立,同时对不同影响因素对导航系统性能的影响进行分析。仿真结果表明,该方法的导航精度优于折射视高度和星光折射角两种传统的星光折射导航量测量。     

基于改进控制策略与动态无功支撑相结合的高电压穿越方法研究

针对双馈风力发电机高电压穿越问题,利用Laplace变换对电网电压骤升时电磁暂态过渡过程进行分析,得出定子电流不仅含有直流分量,还包含有工频交流成分,并通过仿真频谱验证了理论分析的正确性。不同于常规研究中只在转子电压方程考虑定子磁链的动态变化,而忽略了其对功率外环的影响,分析了定子磁链动态变化对有功、无功解耦的影响,在此基础上对功率外环进行传统矢量控制策略的改进。此外,考虑并网规范对机组无功电流支撑的要求,控制换流器输出与电网电压骤升幅度相匹配的无功电流,帮助故障电网快速恢复。仿真结果表明,该方案不仅能够保证电网电压骤升时双馈机组不脱网运行,而且也满足并网规范对机组无功电流输出的要求,实现高电压穿越。     

不同频率及相转移催化剂条件下的安息香缩合反应

本文介绍了在不同频率超声波及不同相转移催化剂条件下对安息香缩合反应的影响,实验发现,超声波的频率对安息香的收率有一定程度的影响,收率随着超声波频率的增加而增加。在选择的三种相转移催化剂中,采用苄基三乙基溴化铵效果最好,安息香的收率最高。     

多工况载荷下航空发动机支架拓扑优化设计

将基于变密度法的拓扑优化技术引入到航空发动机外部支撑结构(例如附件支架)设计中,以多工况下的总柔度为目标函数,以体积为约束函数对某发动机支架进行基于拓扑优化的结构设计。根据发动机机匣与附件的相对位置关系建立支架初始模型,开展发动机外部支架结构受力分析研究,建立了基于多工况载荷下拓扑优化和考虑强度影响的尺寸优化相结合的发动机外部支撑结构设计方法,并对最终支架结构进行强度、振动、外廓性校核评估。结果表明：最终模型最大应力出现在工况3情况下,最大主应力为345 MPa低于材料疲劳极限;支架的第1阶固有频率在发动机最高转速频率的125倍以上。采用该方法对某发动机外部支撑结构进行拓扑优化设计,在满足强度、振动和外廓要求的前提下,最终模型质量仅为初始模型的73%。基于多工况的优化结果更符合发动机实际工作需求,该方法研究具有工程应用前景。     

高空飞行环境中液体运载火箭底部热环境研究

采用数值模拟和飞行测试验证相结合的方法对液体运载火箭高空对流/辐射耦合换热问题开展系统深入研究。基于燃气多组分输运Navier-Stokes方程、热辐射方程、Realizable k-ε两方程湍流模型,建立了高空含自由流的运载火箭燃气喷流流动模型。辐射模型采用离散坐标法(DOM),空间离散采用二阶迎风TVD格式,对多个典型飞行高度火箭底部热流进行大型并行计算,将数值结果与试验数据进行广泛对比,验证了计算模型的精度和有效性。数值研究表明,火箭底部辐射热流在刚起飞阶段达到最大值,随着飞行高度上升,辐射热流逐渐降低,火箭底部对流热流表现为先升高后降低的趋势,并在20 km高空达到峰值。本文的预测分析方法对液体运载火箭底部热防护设计具有重要的理论意义和工程应用价值。     

镍基单晶合金气冷叶片模拟试样的蠕变性能研究

对带孔和不带孔的某第二代镍基单晶合金平板试样进行了蠕变性能试验研究与有限元对比计算.高温蠕变试验表明, 平板试样的晶体取向和是否开孔对蠕变寿命有明显的影响.气膜孔导致蠕变寿命的降低, 对[001]取向的影响大于[111]取向.在高温低应力条件下, [001]取向的蠕变性能要优于[111]取向.有限元分析结果表明, 气膜孔改变了试样中的应力分布, 在孔附近产生了高应力, 导致模拟试验蠕变寿命的降低.有限元计算蠕变持久寿命与试验结果吻合, 说明采用基于分切应力的蠕变持久寿命计算模型是合理的.      

重复使用运载器基于轨迹线性化的俯仰角控制

为了改善重复使用运载器末端区域能量管理段的控制系统性能,提出了一种基于轨迹线性化的俯仰角控制回路结构,该结构由伪逆模型前馈和反馈控制组成.根据瞬时平衡的定义,沿轨迹剖面线性化,获得了伪逆模型的设计方法,形成俯仰控制结构.以高空超声速飞行为例,进行了俯仰角控制设计,并与常规反馈控制相比较.结果表明,基于轨迹线性化的俯仰角控制,可以改善控制系统的动态性能,减小反馈回路的负担,降低积分饱和的可能性.      

利用VLBI技术进行深空航天器跟踪的仿真分析

差分VLBI(D-VLBI)技术常用于测量航天器相对于参考射电源的角位置,用其跟踪深空航天器可取得足够高的精度。针对深空探测任务中D-VLBI技术的特性,提供了观测时间间隔的设置参考,通过仿真分析,研究了航天器和参考射电源之间的角距离、传播路径上的介质差异等因素及其对观测精度的影响,为后续深空航天器飞行任务的设计提供技术支持。     

基于试验与蒙特卡洛法的子母弹子弹落点计算模型

针对目前子母弹子弹落点散布计算模型存在不足,影响子母弹毁伤效能评估准确性的问题,提出一种基于试验数据的子弹落点散布计算模型。对子母弹靶场试验数据进行分析处理,根据相邻子弹间距、不同环带中子弹数量的规律,建立了子弹落点散布模型;结合母弹散布,建立了子母弹子弹落点散布计算模型。该模型在给定子母弹散布参数后,可以快速生成群射子母弹子弹群的地面散布,且与实际情况基本相符,为子母弹毁伤效能评估奠定了基础。