基于地球敏感器的地影下自旋卫星起旋转速确定

自旋卫星在星箭分离后必须及时可靠起旋,起旋转速确定是判断卫星是否起旋的前提条件.星箭分离时,采用太敏进行转速确定是最可靠最直接的方法,但在某些情况下,由于发射窗口的限制,导致卫星在地影期星箭分离,给起旋转速的确定提出了新问题.自旋卫星除了太敏外,通常还配备了地敏和加计作为姿态敏感器.加计用于测量自旋体的章动,如果起旋后的章动不明显,就无法测量周期,存在一定的不确定性.地敏一般用于同步轨道,在星箭分离时轨道高度仅有几百公里,将导致线路中的计数器溢出,给整个转速确定链路带来困难.本文提出的地敏测试方法,在计数器溢出多地中情况下,采用周期合成的方法计算自旋周期.本方法已成功应用于风云二号09星,同时可以为地敏在不同轨道条件下的应用提供参考.     

燃烧室宽度对煤油旋转爆震波传播模态的影响

为研究基于煤油的旋转爆震波的传播特性,以煤油和含氧量40%的富氧空气作为燃料和氧化剂,对基于燃烧室外径均为100mm的无内柱燃烧室和燃烧室宽度分别为32,26,20mm的环形燃烧室开展了对比实验。不同氧化剂流量下,共观察到四种燃烧波模态,分别为爆燃模态、准稳定爆震模态、双波对撞模态和稳定旋转爆震模态。无内柱燃烧室中,氧化剂流量较低时无法维持旋转爆震波的稳定传播,出现爆燃模态和准稳定爆震模态;当氧化剂流量超过154g/s时,可以得到稳定旋转爆震模态,旋转爆震波峰值压力超过0.7MPa,平均传播速度为1750m/s。对于环形燃烧室,旋转爆震波的传播速度仅为1245~1465m/s,明显低于无内柱燃烧室中的传播速度。随环形燃烧室宽度减小,对应旋转爆震波模态的工况范围更窄,传播速度更慢。在本研究对应的工况范围内,增大燃烧室宽度,更有利于基于煤油的旋转爆震波的稳定传播。     

涡轮动叶吸力面气膜冷却径向差异对比

数值仿真研究了不同吹风比和旋转雷诺数条件下涡轮叶片吸力面不同叶高位置处气膜冷却效率分布的差异。研究涉及5个直径为0.8 mm的圆柱孔,气膜孔处于涡轮叶片吸力面17.8%流向位置处,并分别处于10%、30%、50%、70%和90%叶高位置处。研究在400、600 r/min和800 r/min转速下进行,分别对应旋转雷诺数357 000、536 000和715 000。研究涉及5个吹风比：0.50、0.75、1.00、1.25和1.50。研究结果表明：靠近叶根处的气膜受叶根通道涡影响明显向叶顶方向偏转。不同叶高位置处的气膜冷却效率分布存在明显差异。旋转给冷却射流带来附加离心力和哥氏力的作用,使得吹风比和旋转雷诺数的增加对不同叶高位置的气膜尾迹偏转产生不同影响。旋转雷诺数对不同叶高位置的气膜冷却影响存在差异。     

自旋平台双球型电场仪数据校正方法

双球型电场仪通过测量两探针的电势差和间距获得空间电场.当电场仪应用于自旋平台时,因柔性伸杆扰动带来的双球位置偏差会影响电场计算结果.本文提出一种利用自旋平台上两个电探针的电场探测自洽特性对探针位置进行校正的方法,实现了对双球型电场仪在轨数据的校正.对探空火箭电场仪的实测数据处理过程是在消除平台对电场仪的干扰后,使用所提出的校正方法对测量电场的矢量大小和方向进行校正.通过将修正结果与未校正数据和理论模型数据进行对比,验证了方法的有效性.      

倾斜摇摆试验台校准技术研究

介绍了倾斜摇摆试验台的倾斜、摇摆及振荡等参数的校准原理及现状,提出了采用具有零频响应的高灵敏度加速度计对倾斜摇摆试验台进行校准的原理和方法,构建了相应的校准装置,进行了不确定度评定。实践表明,使用加速度计可完成倾斜摇摆试验台大部分参数的校准,操作简单方便,并可溯源至国家振动基准。     

含旋转铰间隙平面运动机构可靠性灵敏度分析

基于时变运动机构可靠性灵敏度分析方法,考虑机构杆件旋转铰间隙对运动精度的影响,发展出一种计算含旋转铰间隙平面运动机构全局灵敏度指标的分析方法。该方法首先基于该种运动机构的误差函数构建其包络函数,进而解析推导其可靠性计算公式,在此基础上结合时变运动机构全局灵敏度分析方法,求得含旋转铰间隙平面运动机构各全局灵敏度指标的计算公式。最后,将本文所提方法应用到两个具体机构算例,所得结果数据与蒙特卡罗法计算结果相比吻合度高,具有较高的精确度;同时,计算成本也大大降低。     

重力梯度传感器结构误差建模

机械精度设计在重力梯度传感器的结构设计过程中占有举足轻重的地位,因为结构误差对重力梯度仪输出结果的精度有很大影响。为此,采用建立数学模型的方法,根据测量原理分析加速度计输入输出关系,对理论输出结果和含有结构误差时的实际输出结果求差,得到结构误差方程。为保证重力梯度仪的测量精度,对主要结构误差方程中信号与结构误差的耦合项进行逐项分析,则可给出在不影响精度条件下,推导安装极限误差,为提出重力梯度传感器的结构所必须达到的机械精度以及载体平台稳定性的设计要求打下基础。     

轴对称Boltzmann模型方程统一算法与空天飞行环境喷管流动模拟

拦截机动飞行器周围大范围区域存在主喷/侧喷流/羽流影响,而传统的纳维-斯托克斯（Navier-Stokes, N-S）方程不能很好模拟发动机喷管扩张段出口附近流动情况,需要一种新的方法来处理这种全流域流动问题。为解决该问题,针对特定轴对称喷管内流动,本文通过数学推导确立描述不同克努森数稀薄环境条件下的轴对称喷管内流动Boltzmann模型方程,初步建立适于该模型方程的数值格式与气体动理论统一算法。通过开展同轴圆筒间的定常/非定常旋转流动以及轴对称喷管内流动数值计算研究,发现统一算法计算流场与其他途径得到的结果吻合较好,验证了统一算法在全局克努森数喷管流动模拟的适应性和可靠性。通过与低密度风洞实验对比,喷管出口核心区羽流结构一致,羽流轴线压力分布一致,表明统一算法可以有效解决喷管入口压缩段到扩张段多流域混合,尤其是出口附近稀薄气体真空低压环境流动问题。     

脉冲型风洞用加速度计测力天平

在工作时间〈３ｍｓ的脉冲型风洞中的试验模型上选定位置处，安装加速度计来进行力和力矩的测量。对于高焓脉冲型风洞模拟再飞行，研究高超声速真实气体效应是十分必要的。     

电容探测系统在宇航加速度计中的应用

本文描述未来太空飞行器中的加速度计，采用的高灵敏度位置传感器的结构和性能，其机电转换机构的原理是一种电容位置传感结构，它在静电加速度计中探测“质量块”的移动。有一种所谓“面积变化电容器”的系统，在质量块上的反作用力很小，位置传感器分辨率在0－1Hz频带宽度范围内达到十分之几的皮米（10^-12米），用δ-△转换器把位置数字化后反馈给加速度计控制器。