含多处损伤未加筋铝合金壁板的剩余强度

 进行了含多处损伤（MSD）的未加筋LY12CZ铝合金壁板的剩余强度试验。用0.12的钼丝切割预制裂纹,在垂直于裂纹面的方向施加单调增加的拉伸载荷,直至壁板破坏。得到了含不同裂纹几何的未加筋壁板的剩余强度。试验结果表明随着主裂纹长度增加,未加筋壁板的剩余强度减小;对相同的主裂纹长度,主裂纹和相邻的MSD裂纹之间的距离b减小,平板的剩余强度也减小。用5种失效准则分别计算了每个壁板的剩余强度。与试验结果的比较表明,净截面屈服准则和表观断裂韧性准则的误差较大,塑性区连通准则预测的平均误差为22.17%,改进的表观断裂韧性准则的平均误差为16.98%,而改进的塑性区连通准则预测的平均误差为8.27%,改进的塑性区连通准则大大提高了预测结果的精度。     

微纳卫星星座的Kuhn-Munkres匹配部署优化方法

针对将半长轴、升交点赤经、纬度辐角均不同的低轨微纳卫星群部署到同一轨道面不同目标相位的星座部署问题,提出一种基于Kuhn-Munkres(KM)匹配的星座部署优化方法。通过KM算法实现卫星和目标纬度辐角的优化匹配,充分利用J₂摄动,使升交点赤经借助半长轴和纬度辐角的部署而得到同步修正,从而节约燃料。仿真结果表明,相比于传统部署方法,在相同约束下,优化后的部署方法使各星平均燃耗减少,各星燃耗量均衡性提高。弥补了传统同轨星座部署中将各星初始位置简化为空间一点且忽略部署过程中的升交点赤经漂移的不足。采用有限常值推力实现轨道机动,适用于携带微推力推进系统的微纳卫星。     

嫦娥五号月球轨道交会对接远程导引轨道设计与飞行实践

结合月球轨道交会对接任务的特殊性和中国探月工程的实际工程约束,介绍了嫦娥五号任务月球轨道交会对接远程导引轨道设计,包括轨道器调相和上升器远程导引两方面内容,重点介绍了月球轨道交会对接远程导引多脉冲调相轨道方案的选择、标称轨道优化设计、轨控策略和误差分析结果以及实际飞行轨道控制的情况。飞行实践数据分析表明:嫦娥五号任务月球轨道交会对接远程导引轨道设计是正确合理的,实际飞行的速度增量满足推进剂预算的要求,全飞行过程测控条件良好,交班点控制精度完全满足转自主控制的要求,有力保障了交会对接和样品转移的顺利完成。     

具有叶顶间隙的涡轮正弯叶栅流场的拓扑与旋涡结构

为进一步揭示在具有间隙的涡轮叶栅中叶片正弯降低泄漏损失的机理,采用微型束状与球头五孔测针详细测量了直叶栅和正弯叶栅间隙内和诸横截面流场听气动参数,并对壁面进行了墨迹显示。根据测量与显示结果,应用拓扑学原理分析了壁面与横截面流动的拓扑结构,推测出叶栅内流场的旋涡结构。分析结果表明,在直叶栅中存在着七条分离线与七大集中涡系,它们分别为上端壁叶顶进口吸力边与压力边马蹄涡,泄漏损失的机理,下端壁进口边马蹄     

状态空间控制理论与计算中的几个问题——分析结构力学的观点

应用近年来发展的分析结构力学理论及保持哈密顿体系结构特征的精细积分算法,可以精确高效地求解最优控制和H∞控制中的系统设计和仿真问题。文中介绍了分析结构力学的基本内容、线性定常系统最优控制和H∞控制问题的求解以及输出反馈控制问题的变分原理和分离性原理。在此基础上,进一步介绍了非线性系统、时变线性系统、时滞系统、输入饱和系统的最优控制及分散H∞控制等方面的理论与计算问题。本文主要内容取材于作者最近完成的《状态空间控制理论与计算》一书,文中所讨论的问题都可以在基于精细积分的控制系统设计程序库(PIM-CSD)基础上求解。     

参数不确定SGCMG系统的鲁棒操纵律设计

在单框架控制力矩陀螺(SGCMG)系统操纵律的设计中，如果考虑框架伺服特性，往往假设系统的物理参数是确切已知的。为消除参数的不确定性对操纵性能的影响，设计了一种鲁棒操纵律。该操纵律仅采用系统物理参数的预估值，根据航天器姿态控制给出的角动量(或力矩)指令，可直接计算出每个框架驱动系统所需的控制力矩。由于操纵律没有算法奇异，在SGCMG系统不出现运动奇异的情况下，可使操纵误差指数收敛至零。同时，该操纵律对系统参数变化具有良好的鲁棒性。且形式简单．易于实现。对应用在航天器上的某4-SGCMG系统的仿真结果表明，上述操纵律是可行的。     

一体化超燃冲压发动机初步设计计算模型

以总压恢复系数最大为目标，采用等激波强度和等激波角设计方法建立进气道模型；采用Ikawa“面积扩张因子”建立燃烧室模型；依据Edward方法初估尾喷管型面。在此基础上建立了一体化超燃冲压发动机进气道、隔离段、燃烧室及尾喷管计算模型，并对一体化设计的超燃冲压发动机模型进行了初步计算。     

优化飞行程序改进指挥手段提高航班密度

随着西藏经济迅猛发展，拉萨机场的航班量由过去平均每天4架（起降8架次）猛增到现在26架（起降52架次）。西藏民航事业发展形势喜人，但航班量激增又使地面各保障部门措手不及，特别是空管部门，由于飞行程序及指挥手段的单一以及天气等原因，常常造成出港航班延误，拉萨机场的运行效率受到影响。有人建议拉萨机场开夜航，笔者认为此建议有待商榷：     

航天器真空热试验污染物成分分析

航天器真空热试验的污染物成分分析是识别污染源、进行有效污染控制的基础。文章采用擦拭等方法收集敏感表面污染物;丙酮溶液洗脱污染物;气相色谱-质谱联用方法对污染物进行成分分析。文章对某星太阳电池板真空热试验中出现的污染物进行了定性分析,发现该类污染物为甲基苯基硅氧烷,来源于太阳电池组件所用粘结剂。文章还对卫星OSR表面和太阳电池板表面真空热试验后的残留邻苯二甲酸酯类残留污染物进行了定量分析。     

某型号卫星磁性分析与控制

某型号卫星的有效载荷之一高能望远镜对磁场敏感,因此在设计阶段即需分析卫星在轨时载荷所处的磁场环境,并尽可能提高载荷的抗磁场干扰能力。文章根据卫星的构型,对整星的磁场分布进行了计算;对载荷的抗磁场干扰能力进行了测试;对载荷的磁屏蔽方案进行了仿真与测试;分析了抗磁场干扰设计对整星磁性控制的影响,证明卫星可以满足总磁矩不大于5.0 A?m2的姿态控制要求。