惯性导航系统各种传递对准方法讨论

 本文按对准基本原理将惯性导航系统各种传递对准方法分为两大类,一类可称为计算参数匹配法,它包括速度匹配和位置匹配;另一类可称为测量参数匹配法,它包括加速度匹配、姿态匹配和角速度匹配。文中详细讨论了这两类方法的性质,指出:计算参数匹配法类似静基座自对准和空间率对准,在载体无机动动作时对准时间较长。测量参数匹配法对准时间短,但受载体挠性变形的影响大。     

Frequency estimation techniques for high dynamic trajectories

A comparison is presented of four different estimation techniques applied to the problem of continuously estimating the rapidly varying parameters of a sinusoidal signal, observed in the presence of additive noise. Frequency estimates are emphasized, although phase and/or frequency rate are also estimated by some of the algorithms. These parameters are related to the velocity, position, and acceleration of the maneuvering receiver or transmitter. Estimated performance at low carrier-to-noise ratios and high dynamics is investigated for the purpose of determining the useful operating range of an approximate maximum likelihood estimator, an extended Kalman filter, a cross-product automatic frequency loop and a phase-locked loop. Numerical simulations are used to evaluate performance while tracking a common trajectory exhibiting high dynamics     

“AP/HTPB/Al/催化剂”推进剂燃烧模拟计算方法

本文以我们在文献[1～4]中提出的“AP/HTPB/Al”推进剂燃烧模型为基础,首先讨论了催化剂作用部位与推进剂燃速、压力指数变化的关系,然后引入一个催化剂作用因子B.并以二茂铁系列催化剂为例,对模型中的几个与二茂铁催化剂作用部位相连系的反应动力学参数作“催化作用因子”校正,计算研究了四种二茂铁催化剂用量对燃速、压力指数的影响规律.计算结果与实验符合得很好,相对误差均小于±10%,证明本文提出的模拟计算方法具有较高的可靠性.     

塞式喷管气动特性与性能研究

对6单元瓦状塞式喷管、6单元圆转方内喷管塞式喷管和1单元直排塞式喷管进行了实验和数值模拟研究.实验表明,3个塞式喷管具有良好的高度补偿特性和较高的效率,6单元瓦状塞式喷管和1单元直排塞式喷管在设计高度的效率接近100%;由于内喷管型面不够理想和加工时存在的缺陷,6单元圆转方内喷管塞式喷管的设计点效率在95%左右.数值模拟结果与实验数据吻合较好,结合实验和数值模拟分析了外界反压对气流,进而对底部气动特性的影响.实验研究了底部二次流流量变化对性能的影响.     

Global Response of Martian Plasma Environment to an Interplanetary Structure: From Ena and Plasma Observations at Mars

As a part of the global plasma environment study of Mars and its response to the solar wind, we have analyzed a peculiar case of the subsolar energetic neutral atom (ENA) jet observed on June 7, 2004 by the Neutral Particle Detector (NPD) on board the Mars Express satellite. The “subsolar ENA jet” is generated by the interaction between the solar wind and the Martian exosphere, and is one of the most intense sources of ENA flux observed in the vicinity of Mars. On June 7, 2004 (orbit 485 of Mars Express), the NPD observed a very intense subsolar ENA jet, which then abruptly decreased within ∼10 sec followed by quasi-periodic (∼1 min) flux variations. Simultaneously, the plasma sensors detected a solar wind structure, which was most likely an interplanetary shock surface. The abrupt decrease of the ENA flux and the quasi-periodic flux variations can be understood in the framework of the global response of the Martian plasma obstacle to the interplanetary shock. The generation region of the subsolar ENA jet was pushed towards the planet by the interplanetary shock; and therefore, Mars Express went out of the ENA jet region. Associated global vibrations of the Martian plasma obstacle may have been the cause of the quasi-periodic flux variations of the ENA flux at the spacecraft location.     

缝合复合材料弹性常数细观力学模型的分析比较

对近几年来公开发表的缝合复合材料弹性常数的细观力学模型进行了分析比较。通过计算对比了铺层纤维面内弯折、正弦波状弯曲、多项式描述纤维弯曲三个典型的缝合复合材料弹性常数的细观力学分析模型。结果表明,采用面内纤维弯折假设的弹性常数分析模型对缝纫参数的改变不敏感;采用面内纤维弯曲假设的模型对缝纫参数改变敏感,不同模型得到的弹性常数随缝纫参数变化趋势几乎是相同的。但是,假设纤维在针脚附近只有部分纤维发生弯曲比假设纤维全部发生弯曲得到的结论更合理。     

飞行器尖化前缘的热结构特性

在分析尖化前缘热环境特性的基础上,给出了尖化前缘相应的热结构特性的计算和分析,分析结果表明：尖化前缘热流密度在2～3个自由程内下降到原来的1/3,而表面温度仅有10%的下降;高热导率的防热材料可降低前缘的最高表面温度,对非烧蚀热防护十分有利,它还可提高后部的表面温度,增加辐射散热的力度,这是非烧蚀热防护的重要机制.     

Hamilton正则方程半解析法的收敛和对称分析

近年来,Hamilton正则方程半解析法在工程问题上的应用越来越广泛,但至今未见有关这种方法收敛性和对称性问题研究的文献。基于Hamilton正则方程的半解析法理论,通过变分原理详细推导了Hamiltonian元素的固支和简支边界公式及对称边界公式。多个实例的数值研究表明：随着网格加密,Hamilton正则方程半解析法的收敛速度快于一般传统位移有限元法,对称解法的效率明显优于整体解法。     

涡流管结构参数对其性能的影响

用实验方法研究了热端管管长、分离室直径、冷孔板孔径等主要结构参数对涡流管的制冷制热性能的影响。实验中以空气为介质分别对不同结构参数涡流管的性能进行了研究,得出了热端管管长、分离室直径以及冷孔板孔径等参数对涡流管制冷制热性能的影响规律。研究结果表明:在一定范围内增加热端管长度有利于涡流管的能量分离;在大冷流率下,大直径涡流管的制冷性能优于小直径涡流管;冷孔板孔径愈小,涡流管的制冷制热效应都愈好,在冷孔板孔径与热端管内径之比为50%时,取得最佳的制冷制热效应。      

冷却剂不同流动方式对膨胀循环推力室再生冷却换热的影响

为了解液体火箭发动机膨胀循环推力室再生冷却换热特性,对某一参考发动机推力室和另外两种面积比的膨胀循环推力室建立三维计算模型,采用数值模拟的方法,考察冷却剂的温升、冷却通道压降以及推力室内壁面温度和热流密度的分布情况.重点比较了不同燃烧室圆柱段长度、冷却剂不同流动方式以及不同面积比对以上结果的影响.计算过程中采用二阶迎风格式离散控制方程.计算结果表明:采用逆流冷却时,通过加长推力室圆柱段长度使推力室受热面积增加70%后,冷却剂温升提高了一倍左右;对膨胀循环推力室进行再生冷却时,采用顺流冷却要比逆流冷却的冷却通道压降低,但同时冷却剂温升也较低,并且对喉部壁面的冷却效果较差.