基于自由尾迹方法的自转旋翼气动特性研究

为研究自转旋翼的气动特性,建立了自转旋翼的自由尾迹方法计算模型,并耦合桨叶挥舞运动模型和自转旋翼配平模型,建立了一种分析自转旋翼气动特性的方法。以某试验自转旋翼为算例对该方法进行了验证并运用该方法研究了自转旋翼的尾迹几何形状和桨盘诱导入流分布特性。研究结果表明:建立的自由尾迹方法计算模型可以满足自转旋翼气动特性分析的需求,相比传统的近似入流模型,该自由尾迹方法模型精度更高;前飞时自转旋翼尾迹随时间推移自桨盘处向桨盘后上方运动,水平面内自转旋翼尾迹畸变略小于驱转旋翼;自转旋翼桨盘诱导入流呈非均匀分布,从桨盘前缘到后缘,下洗入流大致呈不断增加趋势,在相同拉力水平下,自转旋翼90°方位角附近及桨盘后缘的诱导入流小于驱转旋翼。     

红精灵发光光谱的数值模拟研究

红精灵是发生在雷暴层云顶的一类大气瞬态发光现象, 是能量由对流层耦合到中高层大气的直接证据. 其发光光谱研究是了解整个事件对中高层大气能量注入的重要手段, 有助于认识事件发生区域的大气电离度及事件过程的能量电子分布, 进一步为研究红精灵的产生机制提供重要信息, 同时为大气辐射背景资料研究提供重要依据. 本文利用Boltzmann方程求解了电场作用下弱电离气体中电子能量分布的时变函数, 以此为基础, 模拟计算了红精灵各典型发射带的光谱强度. 模拟计算结果表明, 约化电场E/N越强, 电子获得的能量就越多, 高能电子也就越多, 致使撞击中性大气产生的辐射光强就越强; 模拟显示红精灵光辐射谱分布从远紫外直至近红外.      

AECSC-J ASMIN湍流燃烧仿真软件研发和检验

航空发动机燃烧室几何结构复杂,湍流和化学反应存在强烈非线性相互作用,需要对流动和燃烧及其相互作用进行高精度高时空分辨率的刻画,目前燃烧室湍流燃烧数值模拟仍然是高难度的瓶颈问题之一。介绍了由北京航空航天大学航空发动机数值仿真研究中心、北京应用物理与计算数学研究所和中国工程物理研究院高性能数值模拟软件中心联合研发的AECSC-JASMIN软件主要框架、算法以及针对该软件的算例检验。在Sandia射流火焰、支板火焰和单头部燃烧室检验算例中,对比实验数据,射流和支板火焰预测结果与实验值一致;支板算例的平均相对误差在15%之内;单头部燃烧室模拟结果符合物理实际,总压损失与实验值基本吻合。说明AECSC-JASMIN软件可用于复杂结构高分辨率高精度湍流燃烧数值模拟。     

不同重力环境下空间机械臂神经自适应鲁棒控制

针对空间机械臂从地面装调到空间应用过程中重力项的变化问题,提出了一种神经网络自适应鲁棒补偿控制策略用于空间机械臂的末端控制,从而实现在地面重力环境下装调好的空间机械臂在空间微重力环境下实现在轨操控任务。通过神经网络在线建模来逼近系统模型中变化的重力项,逼近误差及系统的不确定性通过自适应鲁棒控制器来补偿。该控制策略不依赖于系统的模型,避免了回归矩阵的复杂计算及未知参数的估计,降低了计算量。基于李亚普诺夫理论证明了闭环系统的渐近稳定性。仿真结果表明该控制器对不同重力环境下空间机械臂的末端控制均能达到较高的控制精度,具有重要的理论研究和工程应用价值。     

双机编队空空导弹协同发射区模拟仿真分析

对双机编队协同作战条件下的空空导弹发射区进行了仿真研究.通过分析单机作战条件下空空导弹实际发射区的形成机理,结合协同作战条件下空空导弹发射/制导方式,得出协同发射区的定义;建立导弹、目标和载机的运动模型,分析了影响协同发射区的导弹、发射机及制导机约束条件,采用黄金分割的方法搜索协同发射区的远界和近界,对不同参数影响下的双机协同发射区进行了仿真实验.仿真结果证实双机协同能有效扩大导弹允许发射区且协同发射区受制导机及导弹参数的影响.      

敏捷卫星立体定位角元素影响分析

为精确开展敏捷卫星效能评估,合理制定机动能力及其测量部件指标,首先针对敏捷卫星利用平台大角度姿态机动,以单线阵CCD相机实现立体成像的特点,分析了单线阵与三线阵立体定位角元素影响差异。其次建立了敏捷卫星立体定位精度评估模型,进行了内、外方位元素与角元素相关性分析,给出了各误差近似解析算法。解析分析定量给出了满足定位精度要求时敏捷卫星立体成像角方位元素及其测量精度指标的取值范围。     

基于ALE方法的群伞稳降阶段的数值模拟

随着计算机技术和数值模拟的兴起,精确描绘降落伞力学特性成为可能。文章采用任意拉格朗日-欧拉法对美国“阿波罗”飞船降落伞回收系统的稳降阶段进行了数值模拟。通过建立结构动力学与计算流体力学的耦合模型,研究了3具环帆伞的流固耦合过程,并模拟了降落伞的外形变化和伞衣内外流场的变化。流固耦合计算结果表明,各伞最终稳定在20＆#176;左右,环帆伞的群伞效率因数约为0.93,比C-9伞大。文章的分析结果对中国探月工程回收系统的主伞设计具有参考意义。     

航天器组件声振组合环境试验与仿真技术

研究了某航天器太阳电池板的声振组合环境试验技术,并使用FE-SEA混合方法和耦合FE/BEM方法建立了太阳电池板的仿真模型,进行了声振组合激励下的响应仿真预示。仿真结果和试验结果的对比分析结果表明:声振组合试验对航天器组件的考核更充分;耦合FE/BEM方法更适合进行低频响应分析,而FE-SEA混合方法在中高频段更具优势,且两种方法的仿真预示响应和试验结果基本一致。     

欠驱动挠性航天器的全姿态控制

考虑欠驱动挠性航天器姿态控制问题,其中执行机构配置为两轴喷气和飞轮执行机构。提出了“喷气消旋＋飞轮机动”的分段控制方法,其基本思想是：首先利用喷气推进执行机构使航天器整星角动量趋于零,为飞轮控制做准备;然后利用飞轮执行机构使航天器从任意姿态转向指定姿态并维持。针对“喷气消旋”,说明了提出的控制规律能够保证航天器角动量全局渐近收敛于任意小量;针对“飞轮机动”,证明了航天器全姿态具有大范围渐近稳定性;针对“喷气消旋＋飞轮机动”的完整过程,采用扰动系统理论分析了闭环控制系统的大范围终端有界性。     

低成本动中通姿态估计算法

针对低成本微机电惯性测量单元无法满足宽带移动卫星通信系统姿态估计精度的问题,提出了以单基线GPS为辅助敏感器的改进型非线性观测器姿态估计算法。与经典观测器相比,改进算法利用观测器估计姿态代替加速度计估计姿态计算北向矢量的观测矢量,有效解决了加速度计精度与单基线GPS精度不匹配的问题。在单基线GPS不能正常工作的状态下,设计了状态判断开关,成功减少了载体机动加速度对估计结果的影响。试验结果表明：在单基线GPS一直正常工作的条件下,设计的改进非线性观测器的姿态估计精度达到±0.5°;在单基线GPS不能一直正常工作的情况下,在GPS可见弧段其姿态估计精度也达到±0.5°,均优于传统非线性观测器,满足低成本动中通要求。