航天器表面环境散射返回流污染数值模拟和影响因素分析

针对航天器表面出气分子形成的环境散射返回流污染问题,利用试验粒子Monte Carlo方法对圆球和圆柱体简化航天器表面环境散射返回流进行数值模拟。其中,圆球出气表面的计算结果与已有的DSMC(Direct Simulation Monte Carlo)方法计算结果一致,验证了该方法的正确性。此外,对不同长径比的圆柱表面环境散射进行了计算和分析,结果表明:来流方向垂直于圆柱对称轴时,返回分子主要分布在圆柱体侧面的迎风部位;返回通量比随来流与出气分子质量之比的增加逐渐减小,随来流与出气表面温度之比、来流分子速度比和数密度的增加而增大;不同长径比条件下返回通量比相对于上述4个参数的变化具有相似性和递变性,短粗体的返回通量比最小,长细体的最大,正常圆柱体的则居中;返回通量比相对来流攻角的变化在不同长径比条件下不再具有相似性,而是取决于有效迎风面积。     

星地动态双向时间同步与测距算法

针对卫星运动对星地距离和钟差测量的不利影响,提出一种基于最小二乘拟合的星地动态双向时间同步与测距算法。在建立星地可视模型基础上,仿真了MEO运动卫星与地面时间同步站之间星地距离的变化规律,分析了卫星运动对星地双向时间同步与测距的主要不利影响。该算法首先利用星地双向时间同步数据分别生成星地距离和钟差拟合多项式,然后联合求解出运动卫星误差最小的星地距离与钟差。实验结果表明了该算法的合理性和科学性,在包含仿真误差的条件下,其时间同步精度优于3ns,测距精度优于3m。将其应用到各种空天应用系统的星地时间同步与测距中,可以消除卫星运动对双向时间同步与测距的不利影响,提高时间同步与测距精度。     

Analysis on Potential Conflict Frequency of Intersected Air Routes in Terminal Airspace Design

In order to obtain accurate conflict risks in terminal airspace design, the concept and calculation model of potential conflict frequency for intersected routes are proposed. Conflict frequency is represented by the product of horizontal conflict frequency and vertical conflict probability. The horizontal conflict frequency is derived from the probability density distribution of conflicts in a period of time. Based on the recorded radar trajectory data, the concept and model of ROUTE distance are proposed, and the probability density function of aircraft height at a specified ROUTE distance is deduced by kernel density estimation. Furthermore, vertical conflict probability and its horizontal distribution are achieved. Examples of three intersected arrival and departure route design schemes are studied. Compared with scheme 1, the conflict frequency values of the other two improved schemes decrease to 53 % and 24%, respectively. The results show that the model can quantify potential conflict frequency of intersec ted routes.     

四轴飞行器姿态监控系统设计

设计了一套四轴飞行器上位机监控系统。针对准确掌握四轴飞行器的实时姿态、位置等信息和对四轴飞行器进行精准控制两大核心问题,开发了由上位机实现四轴飞行器姿态数据采集、通信及控制等功能的监控系统。监控系统良好的功能设计和友好的人机界面使得用户能够准确掌握飞行器的飞行信息,从而能够更精准地控制四轴飞行器飞行姿态。实验验证,监控系统简单实用,性能稳定,精度高,使整个飞行系统抗干扰能力强,鲁棒性、稳定性好。     

基于非结构网格的燃面推进算法

根据惠更斯波传播原理,构建了一种在通用CFD软件的非结构网格系统上直接计算燃面推进的数值方法。该方法将燃面对应的计算网格面作为一系列平面波源,利用网格几何关系对边界节点奇异性进行判定,通过所有平面波源影响区域的叠加求解新的燃面位置。数值实现过程中,根据节点奇异性和波源影响区域以三维矢量运算得到节点的推进矢量。结合网格的重分,在通用CFD软件环境中实现了燃面的推进,所用数值算法具有良好的精度。另外,对三维动态内弹道模拟中燃面计算的稳定性和精度等问题进行了研究。     

气体介质对排气式气囊缓冲特性影响研究

中国新一代载人飞船试验船研制过程中开发了一套组合式缓冲气囊.以新飞船返回舱为研究对象,通过流体力学和热力学理论推导,建立了含有内囊的组合式气囊缓冲过程动力学模型,并通过MSC-Dytran对其有效性进行了验证.之后通过仿真计算,分析了影响气囊缓冲特性的两项气体固有参数——气体自由度与摩尔质量——对气囊缓冲过程的影响.研...     

基于线性最小均方差估计的星敏感器故障诊断

针对使用两个星敏感器进行姿态测量的三轴稳定控制系统,利用星敏感器输出值与陀螺输出值的解析冗余关系,通过设计两个滤波器实现对不同星敏感器的故障隔离.考虑到陀螺测量噪声以乘性噪声的形式出现在姿态运动学方程中,利用陀螺输出测量值和目标星敏感器的测量值,采用线性最小均方差估计器得到包含目标星敏感器故障信息的残差; 以无故障情况下残差的统计方差为基础得到阈值,通过检验残差评价值是否超过相应的阈值,实现对目标星敏感器故障的检测; 分别将两个星敏感器作为目标星敏感器,综合两个故障检测结果隔离故障.对星敏感器出现测量偏差和精度逐渐下降两种故障的仿真验证了该方法的有效性.     

热力学非平衡状态下DSMC绝热壁边界的抽样方法

从直接模拟蒙特卡罗仿真DSMC方法的实现途径出发,经过分析推导,给出了一种在考虑分子转动能、振动能等热力学非平衡状态下统计求解绝热壁温的DSMC抽样方法。然后采用锥体外形的算例验证,分析了该方法在实现绝热壁条件时的统计误差。计算结果表明,此种方法能够有效地实现DSMC方法壁面处的绝热壁条件,随着采样步数的增加,其边界条件实现时的统计误差不断降低,该方法收敛后的统计误差可降至0.5%,能够满足工程要求。     

推力室涡流冷却技术试验研究

涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。在理论分析和数值计算的基础上,设计了采用气氢/气氧作为推进剂的试验用涡流冷却推力室,进行了多次冷流试验和点火试验。在不采用其它冷却措施的情况下,完成了工作时间为20s的点火试验。试验结果表明,涡流冷却推力室工作稳定,气氧形成了有效的冷涡流,圆筒段外壁面温升为5K,部分气氧形成的气膜也对喷管形成了有效的保护。     

聚酰亚胺/无机氧化物复合薄膜的制备与耐原子氧性能

分别以锆酸四丁酯、钛酸四丁酯和正硅酸乙酯为氧化物前驱体,利用溶胶凝胶法制备了一系列聚酰亚胺/无机氧化物复合薄膜,在原子氧地面模拟设备中进行了原子氧暴露实验,原子氧累计通量约为3.1×10²⁰ atom/cm².分别考察了无机氧化物种类和含量对复合薄膜力学性能和耐原子氧性能的影响.结果表明,无机氧化物在聚酰亚胺基体中的分散形态对其力学性能影响很大;原子氧暴露后,聚酰亚胺薄膜表面分别形成了富锆、富钛和富硅的保护层,质量损失率减小,耐原子氧性能明显提高.