空间站太阳能吸热器蓄热性能地面模拟试验

利用相变材料 (PCM)的熔化潜热来蓄热可以保证空间站太阳能热动力系统在轨道的阴影期内仍能连续发电。针对这一核心技术 ,建立了空间太阳能吸热 -储热器单元换热器地面模拟实验台。在模拟轨道条件下 ,对不同入射热流、不同工质进口温度及不同工质流量进行了多种组合测试。结果表明 ,单管工质气体的出口温升在轨道的日照期和阴影期都达到了预期的要求 ,相变材料容器的最高温度和平均温度都处于材料的安全范围内。     

高超声速验证飞行器助推分离段流场数值研究

为了模拟有相对运动的多体非定常绕流，发展了基于弹簧近似的非结构动网格方法及耦合动网格的Euler解算器，作为方法验证，模拟了俯爷振动的NACA0012翼型绕流，计算结果与实验及文献结果非常接近。采用二维近似外形，对高超声速验证习行器助推分离段流场进行了数值研究，得到了不同时刻由于多体相对运动形成的干扰流场结构以及分离过程的气动力参数。     

三次参数样条函数在弹道导弹预警中的应用

弹道导弹预警是能否成功拦截来袭导弹的决定性因素，分析了导弹预警卫星（DSP）地面数据处理中心使用的传统数据处理方法在弹道导弹预警中的弊端，提出了运用三次参数样条函数计算预警弹道的新方法，研究了该方法的合理性，有效性以及优越性，并给出具体的计算模型。     

网格湍流CAARC模型风洞实验

对大气湍流边界层的真实模拟是风工程风洞模拟实验所要满足的基本条件之一，平均速度剖面，湍流度剖面，积分尺度和风谱是反映大气湍流边界层流动的四个最基本的因素。本文首先研究了不同孔隙率的均匀网格湍流场的流动特性，得到湍流度，积分尺度以及风谱的变化规律，然后在变化基中某一个因素而保持另外三个因素不变的条件下，研究了处于均匀网格湍流场中的CAARC模型风荷载响应的变化，从而确定每个因素的独立变化对模型所受风荷的影响。实验结果表明湍流度和积分尺度对结构物所受风载都有很重要的影响，在风洞大气湍流边界层模拟中应该予以充分的考虑，否则将会引起风荷载实验结果的偏差。     

旋转梁的动力学建模及其反馈控制

利用哈密尔顿原理,推导了刚柔耦合形式的旋转欧位－伯努利梁的动力学方程,并在小转速的假设下,给出了线性化近似方程的解析解;讨论了由直流电机和压电陶瓷组成的控制系统,并从动力学稳定的角度出发,利用Lyapunov第一方法设计系统的反馈控制实现了动力学稳定性。最后通过计算机仿真证明控制策略的有效性。     

线性相对运动的正切拦截和正切交会轨道研究

针对冲量方向与追踪器速度方向相同的正切轨道问题,用线性相对运动方程研究了正切于初始轨道和正切于目标轨道的共面轨道拦截和轨道交会问题。得到初始和终端时刻的相对速度向量的解析表达式,定义了两个关于目标真近点角的单变量函数,于是正切拦截和正切交会问题等价于这两个函数分别等于零,最后用割线法求解这两个函数的数值解。根据能量最优要求,考虑初始漂移段,分析了一个周期内的最佳初始正切冲量点。仿真结果校验了本文提出的方法。     

考虑输入饱和的多航天器系统姿轨耦合分布式协同跟踪控制

基于一致性理论,研究了多航天器系统相对轨道及姿态耦合的分布式协同控制问题。在仅有部分跟随航天器可获取领航航天器信息的情形下,针对各跟随航天器存在未建模动态以及外部环境干扰等问题,利用双曲正切函数的性质,提出了考虑输入饱和的分布式自适应协同控制律。首先,对于领航航天器具有时变状态的情形,为每个跟随航天器设计了3个滑模估计器,对领航航天器的状态进行估计。其次,针对跟随航天器间相对速度和角速度难以测量的问题,设计仅需领航航天器状态的切比雪夫神经网络自适应更新律。最后,设计考虑输入饱和的分布式自适应协同控制律保证各跟随航天器跟踪动态领航航天器。仿真结果表明了该算法的有效性、可行性。     

失效航天器天线再利用的多细胞卫星布局规划方法

针对失效航天器大型天线进行再利用过程中的多细胞卫星(Satlet)布局问题,推导基于Lagrange方程的多Satlet天线动力学方程。通过分析天线振动对Satlet布局位置的影响和Satlet对天线系统的扰振,提出Satlet布局规划过程中的约束条件。在此基础上,采用遗传算法给出Satlet在天线系统中的最优布局,并采用协方差矩阵自适应进化策略(CMAES)对结果进行校验,以保证Satlet最优位置的准确性。仿真结果表明,失效航天器系统采用由上述优化算法给出的最优位置对Satlet进行布局,可以使得失效航天器的大型天线完成再利用过程中的姿态控制任务。     

翼型低速动态测压试验洞壁干扰修正方法研究

翼型在风洞中进行非定常试验时,为了从试验中获得精确的气动数据,需要对风洞洞壁干扰进行修正。采用一组几何相似大小不同的 NACA0012 模型,在西北工业大学 NF-3 风洞中开展翼型低速动态测压试验;提出将相同无量纲动态参数下的不同尺度模型试验结果线性插值到 0 尺度求取动态试验洞壁干扰的方法,并采用风洞试验结果对动态试验洞壁干扰进行评估和修正。结果表明：本文提出的洞壁干扰修正方法符合实际需要,能够为动态试验风洞洞壁干扰修正提供参考和思路。     

固体火箭发动机喷管模态分析

针对某固体发动机喷管结构，建立计算模型，给出了用大型特征值问题求解的子空间迭代法，并对某喷管整体结构进行了自由振动和模态分析，获得了该喷管模型的多阶自振频率和模态。分析结果与实测值吻合较好。