新型重叠网格洞面优化方法及其应用

高度自动化的洞面优化方法是重叠网格关键技术之一。通过对割补法的分析,针对其洞面切割后洞边界位置不确定性及不可预知性问题,提出将其与物面距离优化准则相结合的新型混合洞面优化方法。该方法针对各物体间体网格,采用物面距离优化准则,将洞边界位置控制在物体中间的位置,使重叠区域更合理、可预测;针对背景网格,将其物面距离设置为较大值,采用物面距离优化准则将其落入物体网格内部的单元一并挖去;针对物面处重叠的网格,采用割补法对其进行切割和填补,保证物面及近壁面网格得以有效的重叠。该方法在保证高适用性的前提下提高了网格重叠质量,自动化程度高,无需人工干预。3个典型复杂流动算例计算结果与实验结果吻合良好,网格重叠区域流场变量传递正确,等值线过渡光滑,流场刻画准确,证明该方法准确可靠。     

基于多假设跟踪的散射点关联和三维重构方法

针对雷达目标在未知视角下一维散射中心关联存在的问题,提出了一种基于散射强度信息辅助的多假设跟踪(MHT)散射点关联方法,采用散射点幅度信息辅助实现对目标散射点的有效关联,对关联后的数据采用序贯因式分解的方法实现了目标的三维重构。仿真实验表明,该方法简单、成像效果稳定,通过对关联过程中的假设更新和管理可有效剔除目标运动过程中产生的虚假散射点,适用于目标在多个姿态下多个散射点的关联和三维重构,具有较高的鲁棒性。      

一种改进的跨声速旋成体壁面脉动压力经验预测公式

使用大涡模拟（LES）方法对典型整流罩旋成体结构进行非定常数值模拟研究,结果表明引起壁面压力脉动的流场结构随时间和空间变化,不同的流场结构之间相互干扰。同时研究发现,旋成体折角膨胀会造成流动在较短的距离内迅速加减速,同样引起壁面压力脉动。基于上述流动现象,重新划分压力脉动产生区域,通过引入空间修正项,提出一套改进的跨声速旋成体壁面脉动压力经验公式。算例表明,该方法能够显著提高旋成体在跨声速条件下的脉动压力分布的预测精度。     

空气加热器声学振荡特性的数值计算

为研究空气加热器的声学振荡特性并为其设计和后续的试验方案提供借鉴,对空气加热器不同喷嘴位置处的喷雾火焰形成的声学振荡进行了数值仿真,重点研究了多个离散点处的不稳定特征以及燃烧室内的流场演化过程。仿真结果捕捉到了燃烧不稳定的典型特征,如起振、线性增长、稳定极限环;非稳态流场直观地展示出喷注面板中心位置处的喷嘴形成的喷雾火焰容易形成二阶横向声学振荡,并且这种振荡形式具有从喷注面板向喷管入口传播的行波特征;离面板中心53.6mm的喷嘴形成的喷雾火焰容易形成一阶横向声学振荡,这种振荡形式没有明显的行波特征。     

小天体自主附着技术研究进展

基于国际上已实施的小天体探测任务和未来小天体附着探测技术的发展趋势,阐述了小天体自主附着的必要性及关键技术。首先回顾了已成功实施的小天体探测任务的特点,进而总结了小天体自主附着的难点问题,概括分析了小天体自主附着所涉及的关键技术及其研究进展,最后对未来小天体自主附着技术的研究热点和发展趋势进行了展望。     

微重力环境金属燃烧试验研究进展

以自由落体、抛物线飞行和模拟微重力流场3种典型的微重力试验原理,综述了微重力环境下气溶胶、颗粒和棒状3种形态的金属材料燃烧研究,包括镁、铝、钛等。详细介绍了微重力对金属燃烧速度、火焰结构、相变过程及特有的燃烧现象等特性的影响机理,阐述了微重力环境对揭示金属燃烧固有属性的优势,综述了现有微重力试验系统的优缺点和模拟微重力流场方法的可行性。研究结果表明:由于创造微重力环境较难且成本较大,限制了金属燃烧固有属性及弱效应对其影响的研究。建议从微重力试验条件、弱效应对金属燃烧行为的影响、微重力下传热传质变化对燃烧化学反应的微观影响机理方面进一步研究。      

微小卫星三轴稳定磁控算法工程应用

为降低微小卫星的成本和提高卫星可靠性,研究采用磁力矩器作为唯一执行机构对卫星进行三轴姿态稳定的问题。利用线性二次型调节器（LinearQuadraticRegulator,LQR）最优控制理论分别设计无限时间状态调节器和定常增益状态调节器,实现纯磁控下的微小卫星对地三轴稳定控制。同时结合卫星实际工程应用,以在轨飞行的“开拓一号”卫星为研究对象,分析卫星惯量积、轨道倾角、剩磁干扰、气动干扰等因素对控制精度的影响。仿真结果表明LQR控制器具有稳定性和实用性,在小干扰情况下,控制精度较高。     

轮系航天器的角动量包络分析及角动量管理

文章进行了冗余轮系航天器角动量包络分析及角动量管理问题研究。基于轮系可视化角动量包络分析,提出了一种角动量包络特征参量描述及基于特征参量的沿任意方向飞轮极限角动量的解算方法,并设计了一种基于以飞轮极限角动量为参考的零运动力矩分配轮系角动量管理策略,该方法充分利用轮系最大角动量容量,以避免系统角动量未达到包络面时出现部分飞轮角动量饱和的现象,数学仿真对比验证了所提出策略的有效性。     

共轴刚性旋翼直升机旋翼控制相位角问题分析

利用共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,以XH-59A共轴刚性旋翼直升机为研究对象,分析了旋翼控制相位角对纵向配平特性、需用功率以及上、下旋翼桨毂弯矩的影响。基于分析结果,提出了一种针对共轴刚性旋翼直升机的旋翼控制相位角的配置方法。该配置方法以降低直升机需用功率为目标,并保证上、下旋翼桨毂弯矩和配平特性满足要求。通过该方法能使XH-59A直升机在0~80 m/s的飞行速度范围内满足上、下旋翼最大桨毂弯矩和纵向操纵限幅的要求,并且能最多降低8%的直升机需用功率,为共轴刚性旋翼直升机的设计提供了参考依据。     

太阳帆航天器编队维持和重构的方法研究

针对高面质比航天器可以利用太阳光压进行轨道控制的特点,本文提出一种太阳帆航天器编队构型维持和重构的方法.该方法通过控制主从航天器太阳帆姿态角和反射系数,调整主从航天器之间的光压差,产生抵消编队成员间相对运动受到摄动差或进行轨道机动时所需的连续小推力,从而实现编队构型的维持和重构.仿真结果表明,在主航天器太阳帆的姿态角和反射系数相对固定的条件下,对于太阳同步轨道上的高面质比太阳帆航天器编队,使用滑模控制方法,能够调整编队中从航天器太阳帆的姿态角和反射系数产生推力抵消摄动力影响,达到长期维持太阳帆航天器编队构型的目的;通过开环控制方法,能够调整编队中从航天器太阳帆的姿态角和反射系数产生连续小推力,在较长时间周期内实现编队重构.