风洞模型投放试验轻模型法重力效应影响

风洞模型投放试验是研究超声速机弹分离问题的一种有效手段,相似参数的选取是影响试验准度的关键因素。有初始弹射速度的超声速机弹分离研究中,通常采用轻模型法得到模型的运动学及动力学相似参数,但该相似参数中模型重力模拟不足。为了研究重力效应对投放试验结果的影响,采用CTS试验技术对全尺寸真实参数与缩比尺寸轻模型法相似参数条件下得到的结果进行了对比研究。研究结果表明：在载弹与载机分离过程中,载弹位姿相互耦合,垂直下落位移的快慢会影响载弹姿态角的变化;轻模型法相似参数条件下,载弹垂直下落位移较慢,虚拟重力的修正方法只能近似修正下落位移,不能对导弹姿态角进行修正,而姿态角会影响下落的位移;机弹分离安全性方面,轻模型法相似参数条件下的试验结果较真实参数偏危险。     

三维四向石英/酚醛复合材料烧蚀性能的实验研究

介绍了利用最短长度的轴对称拉伐尔喷管，在FD－04D电弧加热器上对三维四向石英／酚醛复合材料进行的驻点烧蚀试验，并利用多元线性回归分析的方法，拟和出材料的质量烧蚀率与气流总焓和驻点压力的关系式，即m1=aHs^bPs^c。在一定的范围内，利用此关系式，可以很方便地计算出这种石英／酚醛复合材料的质量烧蚀率。     

基于飞行资源分离的航班延误传播研究

在航班串设计及机组排班过程中,经常涉及飞行资源(飞机、机组)分离的问题。而延误航班的飞行资源分离将导致共享资源的衔接航班发生延误,并传播至后续航班串。本文考虑带有飞行资源分离的航班串,利用基于贝叶斯网络的比例风险回归模型,对资源分离后的航班离港延误进行分析。对比两种不同时刻飞机与机组资源分离方案下,各延误因素对衔接航班离港延误,以及整个后续航班串延误时间的影响,结果表明,不同时刻分离方案会造成不同的延误传播效果。本文为飞机、机组资源分离时刻的选择提供了定量分析方法,结果表明,资源分离时刻的不同对衔接航班的离港延误,以及整个后续航班串延误波及时间的影响都不同。     

天基激光移除空间碎片仿真平台研究与开发

为了从空间碎片和天基移除系统两方面分析激光驱动碎片变轨过程,优化移除任务规划和策略,基于真实的可观测空间碎片数据,设计并开发了一套天基激光移除空间碎片三维数值仿真平台。首先从总体设计出发,对三维数值仿真平台的需求分析、总体框架、模块功能进行了明确的描述。其次通过对激光驱动空间碎片变轨过程数学模型的分析,确定了各模块的具体实现方法。最后采用C++/Qt开发了三维数值仿真平台,通过仿真验证了设计平台的有效性。该仿真平台可用于不同天基平台和目标碎片的任务规划、碎片分布热点区域和航天器防护区域的方案设计及空间环境治理体系的优化设计。     

基于PC的三维激光加工数控系统构架与关键问题研究

提出了以微步距硬件插补为核心的三维激光切割数控系统构架,分析了软件任务并构建了控制功能的实时调度模型,实现了Windows平台的实时性及多任务协调控制。开发了基于DDA精插补的微步距硬件插补模块,满足运动控制的速度与精度要求;构建了内核驱动模块实现中断响应与伺服控制;结合空间圆弧转接理论与前推–回溯算法开发了轨迹速度预测与平滑模块;提出了硬件分频调节法实现进给倍率的改变。该三维激光切割数控系统能够实现高速高精度运动控制,并且软硬件结合的开放式结构提高了系统的实时性以及功能的可扩展性。     

加力燃油泵隔舌倒圆抑制分离的数值模拟

采用动态亚格子应力模型对加力燃油泵内非定常流场进行大涡模拟,探讨了原隔舌空蚀机理,并研究了不同倒圆半径下泵隔舌附近的瞬时流动规律及流量扬程特性.计算结果表明:小流量工况原隔舌处分离产生的强剪切涡会诱发空化,涡脱落形成的分离再附位置与空蚀破坏核心区域相符;小流量工况下,隔舌倒圆在扩散管内形成转向涡,消除了隔舌壁面分离绕流及附着剪切涡,4mm倒圆半径可以避免空化;设计流量范围内隔舌倒圆提高了泵出口扬程,流量越小扬程增幅越大,小流量工况时扬程增幅达3%.      

大着地角三维次最优制导律研究

二维的制导律组合,无法实现三维的大着地角要求。基于二维大着地角次最优制导律的制导 原理,采用矢量计算的方法,对二维次最优制导律进行了拓展,给出了考虑着地角、脱靶量 和控制能量等多约束条件的三维次最优制导律。利用设计所得三维制导律,进行了制导炮弹 六自由度全弹道仿真。在初始方位角偏差较大的情况下,将计算结果与另外两种制导律模式 进行了比较：纵向横向都使用比例导引律时,所得弹道已经不能满足制导炮弹的要求;纵向 使用次最优制导律横向使用比例导引律时,由于ZY面上的弹道倾角要求无法体现,着地角会 明显减小,制导精度将受到影响;而使用设计所得三维制导律时,在一定范围内,弹道末段 可以在三维空间保持大的着地角,一方面能够满足制导的精度要求,另一方面可以降低需用 过载以满足控制要求,提高了制导炮弹的打击效果。〖JP〗
     

发射消息

轨道科学公司的金牛座XL火箭3月4日在范登堡空军基地发射NASA“光辉”气候研究卫星和3颗微小卫星时因整流罩分离问题失败,星箭落海。“光辉”卫星由轨道科学公司建造,耗资4．24亿美元。     

星箭锁紧装置黏滞摩擦系数的影响因素研究

星箭锁紧装置是卫星与火箭连接的关键机构。装置中的V形卡块在预紧力施加过程中,易发生偏斜,使得星箭分离配合面接触不均匀,产生应力集中,导致星箭分离面黏着磨损。研究了星箭锁紧装置中的V形卡块和上下端框的铝合金摩擦副在不同影响因素下摩擦系数的变化,探究了温度、正压力以及铝合金表面粗糙度对界面黏着和黏滞摩擦系数的影响。研究结果表明,硫酸阳极化处理的2A14T6-2A14T6比较适合作为摩擦副材料,在加工和锁紧过程中,应合理控制其粗糙度、温度和正压力,以避免黏着磨损。     

吹气位置对高负荷扩压叶栅性能的影响

高负荷扩压叶栅边界层容易发生流动分离.采用吹吸气相结合的流动控制方法可以有效控制分离并且提高扩压叶栅的性能.影响吹吸气流动控制效果的因素有很多,包括吹吸气位置.吹吸气流量以及吹吸气槽宽度等.通过研究某一大弯折角低稠度扩压叶栅在不同位置处吹气的数值模拟.发现从3%至17%弦长不同位置处吹气均能有效控制叶栅中的边界层分离,提高叶栅总体性能;计算还表明在原型叶型吸力面产生激波处吹气可以达到最好的控制效果,叶栅总压损失系数可降至原型的12%以内.