虚拟战场环境下基于层次包围盒的碰撞检测算法

文章针对Vega Prime自带的基于相交矢量的碰撞检测算法检测精度低的缺点,提出了基于层次包围盒的碰撞检测算法在Vega Pirme中的实现方法,并针对虚拟战场环境中各种武器仿真平台的特点,提出了不同类型包围盒的选择原则。     

联立法求解月面上升段最优轨迹的快速收敛控制技术

为了更好地解决复杂约束下的航天器月面上升段在线轨迹规划问题,提出了一种求解最优轨迹的联立框架。首先利用有限元正交配置法将状态变量和控制变量完全离散化,得到一个非线性规划命题。考虑到命题中含有较多的不等式约束并且会随着有限元的增加而增加,故采用内点算法对非线性规划命题进行求解。离散化后的非线性规划命题的规模大幅度增加,导致了优化计算难度的加大和求解时间的增加,为了便于联立法的在线应用,采用收敛深度控制策略从平衡解的精度和计算效率的角度来改进优化算法的实时性。以某航天器载人返回任务月面上升段场景为算例进行仿真,结果表明基于联立法求得的最优控制量序列得到的飞行轨迹满足轨道根数的精度要求,同时利用收敛深度控制策略可以实现快速收敛控制。     

Thermal-structural analysis of regenerativelycooled thrust chamber wall in reusable LOX/Methane rocket engines

To predict the thermal and structural responses of the thrust chamber wall under cyclic work,a 3-D fluid-structural coupling computational methodology is developed.The thermal and mechanical loads are determined by a validated 3-D finite volume fluid-thermal coupling computational method.With the specified loads,the nonlinear thermal-structural finite element analysis is applied to obtaining the 3-D thermal and structural responses.The Chaboche nonlinear kinematic hardening model calibrated by experimental data is adopted to predict the cyclic plastic behavior of the inner wall.The methodology is further applied to the thrust chamber of LOX/Methane rocket engines.The results show that both the maximum temperature at hot run phase and the maximum circumferential residual strain of the inner wall appear at the convergent part of the chamber.Struc tural analysis for multiple work cycles reveals that the failure of the inner wall may be controlled by the low-cycle fatigue when the Chaboche model parameter γ3 =0,and the damage caused by the thermal-mechanical ratcheting of the inner wall cannot be ignored when γ3 ＞ 0.The results of sen sitivity analysis indicate that mechanical loads have a strong influence on the strains in the inner wall.     

高速喷流干扰及控制技术研究

在高速风洞中对单喷模型喷流干扰和二次引射实现推力转向进行了试验研究,试验马赫数为0.6和0.8。结果表明：亚、跨声速喷流对气动特性起到积极作用;引入二次流可以实现喷流偏转,但是会带来一定的推力损失。     

Microtab对风力机叶片翼型气动特性的影响研究

选取S814风力机叶片翼型进行了二维几何建模和计算网格划分,通过求解Navier—Stokes方程对翼型的空气动力特性进行了数值模拟,并与实验数据进行了对比分析,验证了计算模型及求解器的可靠性。对S814翼型后缘加载Microtab进行了气动数值模拟,分析了其流场和空气动力特性。计算结果表明：风力机叶片翼型后缘加载Mierotab可以改变翼型的环量,达到增升的目的,与此同时伴随一定阻力的增加,但升阻比得到小幅的提升。     

中国国际航空公司加入星空联盟的风险评价研究

主要分析中国国际航空股份有限公司（以下简称为国航）在与星空联盟合作时所面临的风险,并进行风险的识别和风险测评。利用环境分析法与流程图法识别出国航在与星空联盟合作时面临的风险。运用层次分析法、模糊综合评价法的相关知识,结合战略联盟的风险特征,确立核心指标体系并给出了各指标的权重,运用联盟风险模糊综合评价模型对国航参与星空联盟合作的风险进行计算评估。国航加入星空联盟的风险远远低于警戒值,并对国航加入联盟的关键性风险提出了相应的防范措施。进而归纳出航空联盟对中国航空公司产生的影响,以期对中国的民航事业做出贡献。     

一种飞船返回舱落点选优算法的设计与实现

设计一种选优算法。算法依据概率论,以寻找落点最密集区域为思路,从已知众多飞船返回舱落点数据中计算产生一个“优秀”落点,即尽可能接近返回舱的实际着陆点。     

基于B-P本构模型的涡轮盘应力分析

针对Bodner-Partom统一粘塑性本构方程,采用Euler前差显式积分方法,编制了用户子程序,把该本构方程结合进了大型通用有限元软件ANSYS,进行了一维和二维的算例验证,并针对某涡轮盘进行了三维应力分析。该程序可考虑材料变形的率相关、循环加载等情况,适用于航空发动机高温部件非线性结构分析。      

跨声速压气机转子失速过程的实验

针对一台跨声速压气机转子在不同转速下的失速过程进行了稳态和动态实验研究.通过对原始信号、小波分析结果以及FFT(fast Fourier transform)变换结果的分析得到,该压气机转子在3个不同转速时均为突跃型全叶高失速,流场中存在一个失速团,失速团沿周向的传播方向与转子转动方向相同,其相对静止坐标系的量纲一转速随转子转速的增大而减小,对这一规律产生的原因进行了分析.      

弯曲段壁面冲击发散冷却结构流量系数与冷却效率的实验

为了研究回流燃烧室弯曲段采用冲击发散冷却结构时的流量系数和冷却效率,设计了多种不同几何尺寸的实验件模型,分别对其流量系数和冷却效率进行了实验研究,得出如下结论:①弯曲段冲击发散冷却结构的流量系数较小,一般不会超过0.7.发散孔倾角为40°的流量系数要小于倾角为20°和30°的流量系数,流量系数随着发散孔纵向间距比的增大而减小.②弯曲段冲击发散冷却结构的冷却效率均随着吹风比的增大而增大,其冷却效率要明显高于直板冲击发散冷却结构,且这种差异随着吹风比的增大而逐渐减弱.