全尺寸全空域高超声速等效模拟器原理及概念设计

利用螺旋波电离加速并获得轴向速度约为5~10 km/s的等离子体束流,再经过电荷交换产生等速的定向高速气流。采用多束并联的工作方式模拟高速中性气流环境,实现对约0.5~3 m2的整个高超声速飞行器横截面积的覆盖,每一束气流的横截面积约为0.031 4 m2,其密度在1015~1021 m-3范围可调。基于多束并联工作原理的模拟器称之为全尺寸全空域等效模拟器,能够用于高超声速飞行器的气动力学、气动加热等的地面研究,所获得的测量数据更加符合实际飞行状态,也可以解决缩比模型实验的相似性原理差异等技术难题。     

应用圆盘工装谐振实现高量级随机振动

针对高量级随机振动试验提出了一种利用工装谐振原理在振动台上实现高量级振动的试验方法。首先在理论上分析振动台系统的圆盘工装的振动特性,利用谐振原理设计了结构响应放大装置,并在理论上分析了该装置的结构响应放大的可行性,最后应用该装置成功完成了伺服机构高量级步进随机振动试验,验证了其在高量级随机振动试验中的有效性。     

运载火箭静电带电理论研究与试验验证

运载火箭在大气中飞行会使箭体、发动机等表面带电,当静电累积达到一定量级并产生静电放电时,可能对箭上电气设备造成灾难性后果。在众多起电原因中,文章重点研究发动机喷流起电和摩擦起电过程,提出这2种起电方式的计算模型,并结合相关静电测量试验,确定这2种起电方式的等效充电电流,定量分析火箭最大静电带电电位,为指导单机设计及系统防护提供参考。     

“高分四号”卫星相机镜头像质检验技术

大口径相机由于比刚度低等原因,结构重力变形较大。重力造成的波前误差不可忽略,装调测试必须要重点关注,采用特定的方法测试、验证镜头的零重力波前误差,以保障在轨飞行重力释放时相机能够实现较好的成像品质。文章针对"高分四号"卫星相机镜头的重力变形情况进行了分析,主要包括镜头敏感元件的公差分析、次镜及前镜筒组件的结构力学仿真分析。通过分析确定镜头重力变形的敏感位置以及重力变形的量级,在装调测试过程中使用光轴水平旋转测试以及光轴垂直测试对镜头的零重力像质进行检验,两种状态的测试结果相互印证,与仿真结果吻合。     

航天高强不锈钢LMD成形缺陷分析及控制

为明晰航天高强不锈钢激光熔化沉积成形过程基础科学问题,推动其在航天液体火箭发动机领域的应用进程,针对航天高强不锈钢LMD成形过程中常见表面焊瘤、气孔、熔合不良等缺陷的形貌特征及产生机理进行深入分析,并提出对应的控制措施:通过优化边框扫描速度促进熔覆道的流动变形,极大减少了成形件侧表面及倾斜面的焊瘤缺陷; 使用PREP方...     

天问一号着陆器大底分离触发条件设计方法

针对天问一号着陆器防热大底分离触发条件确定问题,利用数学仿真的方法分析气动特性、防热大底相对着陆器姿态运动等因素对分离安全性的影响,给出可安全分离的触发条件.不同分离触发马赫数的仿真结果表明,较大分离马赫数的碰撞风险较高,但防热大底长期运动趋势由弹道系数决定,相比着陆器下降更快.根据伞降过程着陆器姿态运动及伞绳力特点,...     

旋转失效卫星的运动观测及消旋接触方案设计

以旋转失效卫星的消旋为研究背景,提出一种双重光流约束的特征点运动跟踪识别方法。该方法利用双目视觉,可实现对非合作旋转失效卫星的运动观测,并为机械臂消旋操作提供接触方案。首先,跟踪识别序列图像中稳定存在的特征点并记录其轨迹,采用频域分析的方法检测特征点轨迹的变化频率,从而获取目标旋转角速度,通过地面物理实验,验证所提目标运动观测的有效性;随后,利用特征点轨迹分析目标的运动包络与适宜接触区域,并根据目标运动特性和接触消旋的时间约束,给出完成消旋的接触强度约束,继而得到机械臂的操作性能需求,为接触式消旋的工程实践提供参考。     

中国下一代运载火箭电气系统技术发展研究

运载火箭电气系统主要负责实现飞行过程及地面测试过程中的导航制导控制、参数测量、遥测遥控、供配电管理以及故障诊断功能,是运载火箭的重要组成部分之一。总结梳理国外运载火箭电气技术发展趋势,结合我国后续运载火箭的发展需求和技术特点,提出了我国运载火箭电气系统的总体架构和技术发展方向,从综合电子技术、轻质化技术、多电火箭技术、智能化技术、便捷化技术等方面提出了后续关键技术的发展方向和建议。     

双方程 k-ω SST 湍流模型的显式耦合求解及其在叶轮机械中的应用简

 双方程k-ω剪切应力输运（SST）湍流模型通常以隐式耦合方式或者显式半耦合/解耦的方式来求解。本文提出了该模型的一种显式耦合应用方法,即通过点隐的方式来处理湍流源项的刚性,并与混合Runge-Kutta时间推进以及当地时间步长、隐式残差光顺等加速收敛技术相结合,从而使得湍流方程可以与流动方程同时求解。为了增强计算的鲁棒性,进一步对湍流变量进行了限制。将所发展的方法用于DLR平面叶栅算例,确认了求解结果的正确性以及刚性的来源。通过对三维NASA Rotor 67的模拟,验证了SST模型的精度;进一步将其与Badwin-Lomax（BL）模型、Spalart-Allmaras（SA）模型对比,发现三者都能正确地捕捉出口参数分布,且SST与SA模型的模拟结果比较一致;对于该算例,SST模型在总温模拟上更具优势,而BL模型在总压分布上与试验值更加接近。     

脉冲爆震涡轮发动机研究进展

介绍了脉冲爆震涡轮发动机的基本概念、主要结构形式以及基本特点.详细介绍了国内外研究状况及课题组的最新研究进展,对脉冲爆震涡轮发动机需要突破的关键技术、主要研究内容以及发展途径进行了探讨.研究表明:相比于传统的涡轮喷气发动机,脉冲爆震涡轮发动机的耗油率能降低5%~15%;在相同的燃烧室入口条件下,与等压燃烧驱动涡轮相比,用脉冲爆震燃烧驱动涡轮时的涡轮的单位输出功率要高;实现了由脉冲爆震燃烧室驱动涡轮,涡轮带动压气机给脉冲爆震燃烧室供气的自吸气模式,表明用脉冲爆震燃烧室代替传统等压燃烧室是完全可行的.