高性能计算支持的静气弹优化设计方法

为扩大国产超级计算机在国内航空航天工业领域的应用,面向大展弦比机翼气动结构综合优化设计的实际问题,基于具有大量工业应用和自主知识产权的CFD软件TRIP和CSD软件SiPESC,应用改进的三维类别/形状变换（CST）参数化方法、差分敏度并行计算策略和移动渐近线（MMA）等大规模优化算法,通过TRIP+SiPESC耦合气弹分析软件预测气动载荷,发展了一套机翼型架外形的优化设计方法。以CRM标模内插机翼为例,针对无弯扭的初始型架构型,以气动外形展向几何扭转分布和结构有限元模型一万个壳单元厚度为设计变量,实现1 g载荷气动优化和2.5 g载荷结构优化的综合;在不降升阻比、满足最大应力/位移的约束下,俯仰力矩系数改善近40%,针对本文假设材料和初定的尺寸参数,机翼减重近9%,验证了方法和软件的有效性。该方法直接采用产品级高保真的自主静气弹分析软件预测气动力/载荷,将计算资源耗费大的静气弹优化和设计变量/约束规模大的结构优化分治,有较好工程应用前景。     

马赫数2.5超/亚声流流向涡掺混超燃室冷态实验

结合对应的数值计算,对一种带亚声速预燃室和流向涡掺混器的超声速燃烧模型燃烧室实验台,在其进口马赫数为2.5的来流条件下,进行了冷态流场的实验研究.实验测得其壁面静压分布和激波系结构与流场的CFD计算结果基本一致.实验结果表明,模型燃烧室全流场超声速,达到设计状态.马赫数2.5下的冷态实验数据和CFD计算数据为进行点火实验提供了依据.      

光栅式传动链误差测量系统的不确定度分析

为了进一步改善传动链误差测量系统的性能，以谐波减速器为被测对象，通过推导测量系统不确定度评定的一般方法，找出了测量系统的各个不确定度分量；通过分析系统中A类和B类不确定度，阐述了各个不确定度分量对整个测试系统的影响，提出了减少不确定度的相关措施，为优化传动误差测量系统的测量提供了指导。     

钝体后预混火焰稳定机理与钝体尺寸间关系的研究

为了进一步理解火焰稳定的详细机理,采用钝体作为火焰稳定机理的研究模型,详细分析了火焰根部流场特性对于火焰稳定的影响。研究了二维通道中不同尺寸V型钝体在不同进口速度下的反应流场,分析了预混煤油火焰根部特性。进口煤油和空气的当量比为Φ=0.6,进口温度300K,环境压力0.1MPa。结果显示在钝体分别为小尺寸、中间尺寸和大尺寸时,钝体后火焰根部特征、回流区特征和火焰根部位置随进口速度变化的规律都各不相同。当D=1mm钝体尺寸较小时,速度从0.4m/s增加到0.48m/s,一个火焰根部向下游移动4.5mm;当D=8mm钝体为中间尺寸时,来流速度从1m/s增加到5m/s,两个火焰根部首先向下游移动7mm,再向上游移动3.7mm;当D=32mm钝体尺寸较大时,来流速度从5m/s增加到25m/s,两个火焰根部均向上游移动2mm。     

嫦娥三号动力落月段轨迹确定策略

针对CE-3（嫦娥三号）月球探测器动力下降弧段,特别是悬停避障段频繁机动的特点,提出了采用B样条函数逼近方法进行落月轨迹确定.仿真分析表明：在动力下降运动较平滑弧段,B样条逼近法计算结果略优于多项式拟合法;而在频繁机动弧段,B样条逼近法有明显优势.计算结果表明,加入VLBI（Very Long Baseline Interferometry,甚长基线干涉测量）数据后能有效提高落月轨迹确定精度,在没有系统误差的情况下联合定位后位置精度优于50 m.此外,还分析了三向测量系统差对定位的影响,可对CE 3任务提供参考.最后对CE 3实测数据进行处理,动力落月段末点位置和着陆器定位计算值相差不到200 m.     

着陆作用下月尘激扬的三维离散元分析

基于模拟月尘的细观颗粒形状,采用刚性圆球单元重叠法建立了4种典型不规则模拟月尘颗粒的三维几何模型.根据月尘所处环境和颗粒间接触特性,建立了月尘离散元接触力学模型.通过三轴压缩实验离散元模拟的结果和模拟月尘的实际三轴压缩实验数据的对比,确定模拟月尘颗粒的三维离散元模型参数.采用建立的模型和获得的参数,进行了圆盘模拟体着陆...     

本生灯层流预混火焰稳定点与熄火机理

采用速度匹配法结合壁面淬熄分析甲烷本生灯层流预混火焰稳定点与熄火机理,得到了贫油与富油状态下火焰稳定点不同的移动规律,定量预测了火焰吹熄特性关系,并通过实验验证.火焰稳定点在本生灯出口附近的边界层中,该处的火焰传播速度与预混气来流速度相平衡;而在边界层中,以火焰稳定点为起点,存在一个可点火区域.随着来流预混气流速的增大或者当量比远离恰当比,这一可点火区域逐渐缩小,直至成为一个点,此时即为熄火的临界状态.通过比较近壁面的当地气流速度与火焰传播速度,并采用非耦合的方法分析壁面淬熄的影响,得到了火焰稳定点的移动规律.在径向上,火焰稳定点随来流速度增大向射流中心线方向移动;在轴向上,随流速增大,贫油工况下稳定点向下游移动,富油工况时则向上游移动.根据火焰稳定点移动规律结合可点火区域分析定量预测了吹熄特性,通过了实验验证,证明了火焰的熄火机理.     

月球探测软着陆与采样返回段弹道确定

针对月球探测中软着陆与采样返回段弹道计算问题,提出用数值逼近弹道确定方法。通过B样条对探测器状态进行建模,进而综合全弧段数据进行统计定轨的方法。由于样条法良好的数值逼近性能,使得该方法对探测器弹道异常复杂情况下的状态确定较为有效。对嫦娥三号探测器动力软着陆弧段进行了仿真与实测数据处理。分析了采样返回段的基本动力学与控制特征,为后续的嫦娥五号探测器的软着陆及其采样返回提供初步的可行弹道计算方法。在嫦娥三号探测器动力落月段实测数据处理中,通过评估,该段弹道确定精度优于100 m,其弹道末点与NASA的月球勘测轨道器（LRO）给出的结果差异优于50 m,证实了文章提出的软着陆弹道确定方法的有效性。     

嫦娥二号探测器轨道确定与支持

针对嫦娥二号探测器直接进入地月转移轨道、距月面100km高度捕获月球、完成既定任务后飞往日地第二拉格朗日平动点等飞行轨道方面的新特点,分析了定轨预报策略,利用事后精密轨道,全面评估了关键变轨点定轨预报和变轨后快速定轨的精度,其中,近月制动前3h定轨预报至近月点的位置误差为1km,速度误差为 0.3m/s 。利用不同月球引力场模型进行环月轨道精密定轨,根据实测数据残差分析和精密星历比对的结果,采用SGM100h引力场模型的定轨残差均方根最大。此外,针对嫦娥二号扩展任务,分析了不同测轨条件下的定轨精度,测量数据残差分析结果表明,在扩展任务中途修正前的定轨弧段内,测距、时延和时延率数据的残差分别为5m,5ns和1ps/s。     

一种基于人工扰动电离层的通信对抗技术研究

研究了扰动后的电离层对不同波段的电磁波传播的影响,并探讨了该项技术在通信对抗上的具体应用。结果表明:受扰电离层可以引导VLF波进行"哨声模式"传播,进而实现对潜通信;可以使得HF波传播轨迹发生偏转、逃逸、聚焦和散焦,进而实现短波干扰;可以降低卫星通信频率,进而利用新波段实现卫星保密通信,同时还能产生透镜效应,对实现卫星通信的VHF电波产生额外增益,增强通信效果。