喷流制冷的高超声速后台阶流场气动光学效应研究

近年来,临近空间的军事应用价值受到了越来越多的关注。为了研究高超声速飞行器典型后台阶结构的气动光学问题,采用研究稀薄气体动力学的直接模拟蒙特卡洛算法(DSMC)研究了临近空间不同喷流控制下的后台阶流动特性,并采用光线追踪方法研究了不同流动控制下流场的气动光学效应。计算结果表明,随着飞行高度增加,壁面热流将增加,同时气动光效应将变弱。在四种喷流冷却方式中,喷流方式A的冷却效果最好,同时没有增加气动光学效应,B、D方式具有一定的冷却效应,但使得气动光学效应更加严重。     

矩形截面超燃发动机不同燃烧模态下的流场特征

为研究乙烯燃料矩形截面超燃冲压发动机不同燃烧模态下的流动特性,在直连式试验的基础上对冷流和不同当量比的4个状态进行了三维定常数值模拟,比较了试验和计算结果,选择了适用于本构型的模态判别准则,给出了流道内壁面压力、一维平均马赫数的沿程分布规律,分析了各状态下流场中波系结构、流动分离及燃烧的特征。研究结果表明:采用AHL3D对该发动机进行三维计算所得壁面压力与试验壁压吻合良好,试验与计算具有较好的一致性;未注油的冷态情况下流道内形成由多道斜激波与膨胀波组成的反射波系,壁面压力波动较大,波系分布主要受流道结构影响;纯超燃模态时,燃料喷射与主流相互作用使注油位处形成明显激波,压升起点固定在注油位之后,注油位波系对流场结构的影响较大,同时分离结构分布在整个凹槽内;双模态超燃时,流道内主导波系是激波诱导边界层分离形成的斜激波串结构,燃烧室内波系较弱,此时隔离段内激波串前缘后的角区出现分离,凹槽内分离区域减小;双模态亚燃时,随着逆压梯度激波串的前移,隔离段内角区的分离面积不断扩大,凹槽内分离区进一步缩小。发动机处于双模态超燃或双模态亚燃模态时,随着激波串结构的形成与前移,部分燃烧可能在隔离段内完成;而对于纯超燃模态,燃烧仅发生在凹槽与扩张段内,化学反应与高温区的分布相对更集中。     

一种空间用抗原子氧复合膜β布的原子氧、温度、紫外辐射效应的试验研究

在原子氧剥蚀效应地面模拟设备中对一种抗原子氧复合材料β布进行了原子氧剥蚀效应试验、试样湿度升高对原子氧效应的影响试验以原子氧与紫外辐射复合效应试验研究，对试验前后β布试样的质量及表面形貌进行了比较，得出了在材料在设备中的反应特点以及温度变化、紫外辐射对材料的原子氧效应的影响规律。另外对这种材料与原子氧的反应机理进行了分析，得出了一些有意义的结论。     

基于复合地标导航的动平台四旋翼飞行器自主优化降落技术

针对四旋翼飞行器在依靠地标导航完成动平台自主降落任务中存在的目标易丢失、地标定位死区大和降落可靠性差等问题,设计了一种基于复合地标导航的动平台四旋翼飞行器自主优化降落系统。该系统以圆环地标和二维码构成复合地标来解决仅用单一地标定位时存在的定位死区大和定位范围小等问题。针对地标识别丢失、动平台车轮打滑和码盘标定不精确等问题,建立动平台的精确运动模型同时考虑码盘包含未知测量偏差,基于扩展卡尔曼滤波器实现了对动平台连续位姿的在线估计。最终,基于动平台位姿估计结果以最小Jerk指标设计降落轨迹和降落策略,实现了四旋翼飞行器在动平台上高效平稳的降落。为验证所提系统的有效性,设计了仿真和实际降落实验,验证了所提复合地标实现摄像头距离在0.5~6.0 m内的综合完整定位;所设计的动平台状态估计器能在码盘存在未知测量偏差的情况下准确估计出平台的实时位姿,同时所提自主优化降落策略和轨迹规划算法保证了可靠的动平台降落。     

基于熵灰关联算法的雷达对抗情报数据融合处理

针对灰关联算法直接应用于雷达对抗情报融合时可靠性和准确性不高的问题,提出了基于熵灰关联融合算法的雷达对抗情报融合算法.该算法首先利用融合矩阵对雷达目标间参数的灰关联度和权重值进行建模,得出综合评价值,然后将其与阈值进行比较,最后计算属于同一雷达对抗情报数据的均值,实现雷达对抗情报数据的融合.仿真实验结果表明了该算法能够充分利用雷达对抗情报数据的有效信息,融合结果准确可靠,模型泛化能力强.     

复合制导空空导弹快速仿真研究与应用

针对某新型导弹系统．在六自由度弹道仿真的详细数学模型基础上对各分系统进行合理有效地简化，采用各简化模型以及适当的积分方法和积分步长，对整个导弹快速仿真系统进行实现。在进行精度分析时，将快速仿真系统计算出的导弹允许攻击区与详细仿真的结果进行了对比，对比结果表明：快速仿真得到的发射包线与详细仿真的结果基本一致，满足机载计算机的实时性和快速性要求。     

地面模拟设备中原子氧通量测量方法的比较研究

 原子氧是低地球轨道中对航天器影响最为严重的环境因素之一。原子氧通量的测量,是原子氧效应研究工作的基础,是量化航天器材料和部件的原子氧暴露程度、评估其空间原子氧使用寿命的重要参数。介绍了地面模拟设备中常用的几种原子氧通量测量方法的测量原理,包括Kapton质量损失法、NO₂滴定法、银表面催化法、光谱法、质谱分析法、银膜和半导体膜电阻法等等,对各种测量方法的特点进行了概括。另外,选择了Kapton质量损失法、银表面催化法和光谱法测量了原子氧效应模拟设备中的原子氧通量,并对测量结果进行了对比,分析了这几种方法的准确性。     

带裂纹楔型梁动力特性研究

由于裂纹存在引起构件局部柔度的变化，本用线弹性断裂力学理论导出裂纹所释放的应变能。由Castigliano定理得出局部柔度矩阵诸元素，据此来修正楔形梁的刚度矩阵，借助梁有限单元法，求解带裂纹楔形梁的动力特性，并对裂纹相对深度，裂纹位置，梁的长宽比，宽厚比，厚度斜度等几何因素对固有频率的影响进行了数值研究和相应的振动响应试验。     

连续聚铝碳硅烷纤维的预氧化

聚铝碳硅烷(PACS)纤维预氧化过程是制备近化学计量比Si C(Al)纤维的关键步骤。而连续PACS纤维预氧化的氧含量控制是关键问题。采用实时测量设备对连续PACS纤维预氧化过程进行跟踪,用分段积分方法对PACS纤维进行非等温动力学模拟;利用实时测量数据用非线性优化方法求解,可以预测PACS纤维预氧化增重。本文在实验过程中,采用聚碳硅烷(PCS)纤维和PACS纤维进行对比研究。结果表明:在相同的预氧化条件下,两种纤维均在Si—H键反应程度为40%时出现凝胶点,反应后凝胶含量均达到100%,其氧含量分别为9.9wt%和14.7wt%;PACS纤维的Si—H键反应程度和增重均比PCS纤维低。利用实时增重数据,用Matlab的Lsqnonlin函数进行求解预氧化动力学方程,得到PACS的预氧化活化能为62.2 k J/mol,模型可准确的预测其预氧化过程中的增重率变化。     

我国液氧甲烷发动机技术发展概述

<正>可重复使用运载火箭的兴起使得双低温、积碳少的液氧甲烷发动机得到极大的重视。液氧甲烷发动机具有以下优势:甲烷推进剂可从天然气、油田气、可燃冰等中分离,来源广泛、价格便宜;液氧和甲烷推进剂温度相近,使得火箭易于采用共底贮箱方案以提高结构效率,同时在深空探测过程中液氧和甲烷推进剂在长期贮存热管理方面也有较大发展潜力;液氧甲烷发动机在地外行星原位制造方面拥有独特优势;在烃类推进剂中,甲烷的结焦温度（初始结焦温度950K）比煤油（初始结焦温度693～703K）更高,更高的结焦温度使得再生冷却推力室性能具有更大提升空间;甲烷冷却性能好,适用于全流量补燃循环方案,能够兼顾高性能和重复使用需求。