地月平动点尘埃动力学特性原位探测方法研究

为考察在地月平动点EML4、EML5可能存在的尘埃云的动力学特性,需研究能够覆盖较宽速度范围的尘埃颗粒动力学原位探测方法及技术。针对国内即将实施的Kordylewski尘埃云（KDC）探测任务,已有的栅网式尘埃速度矢量探测方法难以满足对高速颗粒的探测需求。作者提出通过在栅网式探测装置最后增加靶标以同时获得高速和低速颗粒的动力学特性参数,并对气凝胶靶标、电阻丝靶标、金属板靶标、电容式靶标、薄膜靶标及光帘式靶标等的适用性和优缺点进行分析比较后,建议采用栅网-金属电离复合式探测方法。     

航天器铁路运输中的大承载低频减振技术

针对航天器铁路运输过程中传统钢丝绳减振系统多采用定制化设计且难以对低频振动进行有效减振的局限,提出一种可适用于不同航天器的通用模块化复合减振单元,通过空气弹簧压力及流阻调节控制实现减振系统在不同承载条件下的阻尼调节。在单元组件级研制和试验验证基础上,开展全减振系统研制和跑车试验。试验验证结果表明：减振单元具备阻尼比在0.18～0.29区间连续调节能力,与传统钢丝绳减振系统相比可明显降低运输过程中的振动响应,有效减振频率下限低至8～15 Hz,可为3000 kg以上的大型航天器的安全运输提供有力保障。     

低速增压风洞三点支撑系统的设计和验证

为提高大展弦比飞机模型和大载荷飞翼类模型风洞试验准度,提高支撑机构纵横向刚度和系统稳定性,有效降低试验模型失速后的抖动和机翼弹性形变,航空工业气动院在FL-9低速增压风洞开展了三点支撑试验系统的研究.以拟进行增压试验的某螺旋桨滑流模型为研究对象,对模型迎角运动机构、风挡逆向运动机构等进行了具体的设计分析及结构优化,按照...     

民用飞机预冷器设计点选取方法研究

预冷器是民用飞机气源系统温度调节的重要部件,若发生超温将导致系统自动关闭,影响下游机翼防冰系统和空调等系统用气需求,对飞机安全性有重要影响,因此研究预冷器设计点满足温度调节需求对气源系统设计有着重要意义。首先分析了预冷器换热性能影响关系,进而对其性能影响因素进行分析,主要包括环境条件信息,飞机状态信息,气源系统引气构型。然后根据经验公式对某机型不同工况条件下预冷器换热功率因子进行计算。计算结果表明在严酷引气构型双发单引气条件下,极热天巡航或待机状态下,低高度、低马赫数、低重量条件为预冷器设计点。通过计算严酷工况下预冷器热边出口温度,对预冷器设计点进行校核,计算结果表明预冷器热边出口温度均满足预冷器预期温度,说明预冷器设计点选取满足设计需求。     

可刚化充气框架式太阳翼设计及振动特性分析

针对刚性铰链驱动展开的太阳翼结构刚度较低带来的持续振动问题,提出了一种可刚化充气框架式太阳翼方案,分析并得到了充气管直径对充气框架式太阳翼振动特性的影响规律。在此基础上,设计并研制了太阳翼结构样机,开展了样机折叠、充气展开、结构刚化试验及振动性能试验测试。结果表明：充气框架式太阳翼可柔性折叠、发射体积小、可在轨展开并刚化成型为大面积太阳翼;结构无机械铰链,充气驱动展开过程平稳可靠,展开扰动小;刚化后结构刚度高、振动基频高(测试样机振动基频为7.5 Hz);建造和发射成本低,可应用于构建大型卫星平台、空间站等所需大面积太阳翼。     

面向载人月球探测的三体周期轨道应用方案分析

为适应未来地月空间飞行器顶层轨道选择与窗口、测控等总体方案论证,对NRHO轨道、L2平动点Halo轨道、DRO轨道等不同三体周期轨道在载人月球探测中的应用进行研究分析,从地月空间转移任务速度增量与飞行时间需求、测控通信、月面可达性、登月窗口、深空拓展任务可行性等方面定量综合评估三体周期轨道的优劣性,对比确定三体周期轨道在载人月球探测不同任务中的适用性。结果表明：3种类型轨道支持登月任务的主要差异在于任务可行性与月球探测区域的选择。研究结果对未来登月飞行器近月空间部署以及轨道方案分析具有一定的参考意义。     

基于阻尼最小范数法的四轴转台逆运动学算法分析

由于三轴转台在仿真过程中会产生运动学奇异,因此无法模拟大角度全姿态的飞行运动。四轴转台通过在三轴转台的基础上增加一个冗余轴,利用冗余自由度的特点可以有效规避三轴转台的奇异性。针对四轴转台中冗余自由度的逆运动学求解,采用加权最小范数法构建了等式的约束优化条件,并通过引入阻尼因子增强了求解的鲁棒性。最后,为了降低由消除闭环迭代引起的误差,在算法中进一步引入了二次计算,从而最大程度地提高了框架角解算的准确性。通过仿真分析,所提出的方法可以进行四轴转台的框架角解算且角度变化平稳,满足仿真周期为1ms的测试需求,理论解算精度可以达到10^-11量级。     

小推力航天器的地月低能转移轨道

 在限制性四体模型下研究基于小推力方式的地月低能转移问题,通过借助于平动点轨道的相空间结构来揭示小推力转移的机理。重点研究了小推力转移自由飞行段的构造：经由LL₁点穿越获得最小能量的低能转移;而经由LL₁点Halo轨道穿越,得到(M,N)圈穿越轨道;由于Halo轨道相对于平动点增加了一维度的选择,根据(2,2)圈穿越轨道构造该转移的自由飞行段。在地球势阱逃逸和月球势阱捕获段,分别设计了合适的小推力的控制律及发动机开/关机时间,成功实施近地球段的小推力加速和近月球段的减速。尽管未对所得到的结果进行优化,所得转移轨道的燃料消耗也与类似边界条件的SMART-1轨道基本一致。