多段翼积冰的数值模拟及防冰预测

为研究飞行器翼面积冰预测问题,通过对积冰形成机理的分析,提出了基于经典Messinger模型的积冰表面传质传热的改进模型;通过引入对多段翼空气流场的插值计算,建立了多段翼翼面积冰预测模型;考虑防冰系统向翼面控制体带入的等效热功率,提出了防冰条件下的积冰预测方法.通过对算例的分析对比,数值模拟计算结果与实验数据基本吻合,表明本文提出的结冰计算模型合理,能够用来进行积冰预测分析,为进一步研究翼面结冰后的飞行动力学问题及防除冰系统的设计奠定了基础.      

真空热试验热响应测试程序设计

热响应测试是真空热试验准备阶段的一项重要测试过程,是验证热试验工艺准备和测控系统软硬件配置是否正确的有效手段。文章基于Excel VBA平台和VISA仪器驱动标准,设计了通用的热响应测试程序,具有界面熟悉、操作简单的特点,极大地提高了热响应测试效率。     

氧化锆气凝胶的制备方法研究进展

ZrO2气凝胶以其独特性质受到人们的广泛关注,对ZrO2气凝胶的结构、性质和制备方法进行了综述,制备方法包括有机锆盐原料法(锆醇盐水解法)和无机盐原料法(滴加环氧丙烷法、无机分散溶胶-凝胶法等)。其中,滴加环氧丙烷法是制备高性能ZrO2气凝胶非常有发展潜力的方法之一。     

大飞机布局模型跨声速风洞实验尾支撑干扰研究

对某大飞机布局风洞实验尾支撑干扰开展了数值模拟和实验研究,发展的数值方法计算结果与风洞实验结果有很好的一致性.对于类似构型的飞机,在迎角-2°~6°范围,可认为尾支撑干扰量随迎角呈线性变化,采用前位叶片支撑作为辅助支撑带来的二次干扰量可以忽略,新型双天平辅助支撑系统试验进一步验证了这一结果;尾支撑对机身、尾翼、机翼等部件的绕流都有影响,干扰量随构型而变,对阻力、力矩影响较大,且随Ma数变化,因此不同构型实验数据需要单独修正.所发展的带风洞支撵系统的数值模拟软件能够满足工程应用要求,可用于支撑干扰修正研究以及风洞实验支撑系统优化设计.     

伪码测距在深空探测任务中的应用

目前深空探测任务中广泛采用的测距体制为宽带转发模式,这种体制在转发有用测距信号的同时将上行信道噪声也转发下来,导致星上功率利用率降低。若采用再生伪码测距体制,则避免了转发过程,极大地提高了星上的功率利用效率,因而代表了未来深空探测任务测距体制的发展方向。CCSDS于2009年3月发布了伪码测距的蓝皮建议书,提供了伪码测距的国际标准。介绍CCSDS建议的伪码测距体制,研究其捕获和跟踪性能,并讨论其在深空探测任务中的应用。     

NMOHEMS探头模型的制作及实验方法研究

NMOHEMS探头设计的有效性及其运动的CFD仿真计算方法都需要实验进行检验,利用计算机辅助设计结合三维快速成型技术制作了探头模型,在实验室水箱和水库两种环境下设计并完成了模型实验.其中,水箱实验利用有限实验水深,精确调整探头质量,利用高速摄像和图像处理技术,对多个较小质量探头的下沉运动进行了精密测量,详细的误差分析和修正后,获得不同质量探头运动的下落曲线和极限速度,以调整CFD仿真计算方法;水库实验利用自主研制的实验装置,对较大质量探头的下沉运动进行测量,误差修正后的极限速度为1.923m/s,验证了探头设计的有效性.     

带柔性伸杆小卫星振动控制的半物理仿真实验

在空间探测任务中,为了避免卫星平台剩磁对空间待测信息的干扰影响,需采用轻质的伸杆机构支撑各类探测载荷远离卫星本体,而伸杆的弹性振动不可避免地会耦合作用到卫星本体,从而降低卫星本体的姿态控制精度和稳定度。针对此问题,提出了一种基于伸杆最优指令整形结合本体自适应扰动抑制滤波器的复合振动控制策略,即采用指令整形技术抑制柔性伸杆的弹性振动,同时设计自适应扰动抑制滤波器进一步抵消柔性伸杆残余振动对本体的干扰影响,最后在搭建的半物理仿真实验平台上对控制方法进行了实验验证。结果表明：此方法在有效抑制柔性伸杆残余振动的基础上,通过干扰抵消和抑制的控制策略可显著提高此类航天器的姿态控制精度和稳定度。     

卫星推进系统检漏多余物控制分析

卫星推进系统每个检漏阶段均需要充入气体进行检漏,充气过程是推进系统内部多余物控制的重点。文章梳理了卫星推进系统检漏充气过程多余物控制的要素,通过大量基础试验得到了详细的试验数据,在此基础上分析多余物控制的各个环节,总结出具有针对性的多余物控制方法。该研究可以广泛应用于各类航天器推进系统的多余物控制。     

超导核磁共振技术在航天员生命保障中的应用前景探究

长期空间飞行会对航天员的身心健康造成一定的不利影响,开展航天员生命保障的研究是非常必要的。核磁共振技术是疾病检查诊断的重要手段,同样在航天员生命保障医疗中将发挥重要的作用。文章结合国内外相关研究进展以及航天员选拔、训练和航天员医监医保的相关知识,探究了超导核磁共振技术在航天员生命保障中的应用前景。     

动态环路法磁矩测量技术研究

文章提出了一种新的航天器磁矩测量方法——动态环路法。首先,利用高斯电势级数公式建立了航天器的磁性偶极-四极模型。然后,针对模型中的8个磁矩分量,基于动态环路法的基本测量原理,设计了5组磁通感应线圈;根据8个磁矩分量的磁感应强度分布以及5组线圈的具体形状和位置,给出了各磁矩分量的磁通量表达式和利用积分法计算各个磁矩分量的公式。最后,对在推导过程中由于简化带来的近似误差和利用积分法计算公式理论计算误差进行了初步分析。当线圈间隔L为半径r的5%时,近似误差和积分法理论计算误差分别不超过2%和0.17%。结果表明,该方法不但能够获得航天器的磁矩大小并计算出其磁心坐标,而且还具有测量过程简单、测量速度较快以及测量精度高的优点。