工作电流对热敏电阻测温的影响

热敏电阻是一种在航天领域广泛应用的测温元件,由于其一致性差,使用时必须给出每个元件的电阻-温度对应关系.在标定时,通过控制测量电流来防止热敏电阻发热.而在实际使用中,通过热敏电阻的电流很难控制,电流往往过大,引起热敏电阻发热,给测量带来误差.其误差取决于热敏电阻上消耗的功率.因此,选取温度上升值与热敏电阻上消耗的功率之比为修正系数,采用理论计算来对热敏电阻因电流增加所带来的测量误差进行修正.实践证明,修正系数在不同的温度与电流下基本不变.根据热敏电阻的型号和实际被测对象,测量出修正系数,用理论计算修正后将大幅减少电流引起的误差,保证测量的准确性.     

深空探测转移轨道自主中途修正方法研究

针对深空转移轨道,提出以B平面参数为终端参数,采用脉冲控制和线性制导的自主中途修正方法.由自主导航系统定期确定探测器的当前位置和速度,之后利用精确动力学积分递推状态至B平面,得到打靶误差,若误差超出目标精度范围又在自主修正系统修正能力范围内,则立即利用以B平面参数为终端参数的线性制导公式并结合牛顿迭代计算出修正轨道的速度增量.利用中心差分公式计算终端参数对控制参数的敏感矩阵.蒙特卡罗仿真表明,在小偏差前提下该方法能够达到制导目标.     

基于UPF的修正罗德里格参数卫星姿态估计

粒子滤波(PF)在卫星姿态估计中解决了非高斯分布的情况,在粒子滤波的基础上,利用修正罗德里格参数(MRPs)表示姿态,用动力学方程进行角速率的传播,提出将采样粒子滤波(UPF)算法应用到基于MRPs的卫星姿态估计中,该方法通过UKF得到粒子滤波的重要性采样函数,更充分地利用了最新的量测信息。仿真结果表明,这种基于UPF的姿态估计方法能够获得比UKF和标准PF更高的滤波精度,并且具有更好的滤波稳定性。     

机翼低速风洞试验颤振模型优化设计方法

对于机翼的低速风洞颤振试验模型设计中涉及学科多、难度高、工作量大、周期长等问题,把具有很好的全局和局部寻优能力且收敛速度很快的遗传/敏度混合优化算法应用于模型设计过程;详细说明了遗传/敏度混合优化算法的优化设计原理、设计过程,以及应用范围;论述了机翼颤振模型设计的基础理论和设计思路;根据实际问题的物理模型,并通过对机翼颤振模型设计原理的分析,建立了优化设计的数学模型;通过优化设计方法的实际应用,完成了设计工作,提高了设计效率,保证了设计精度,该设计方法所得到的设计结果与计算得到的设计要求之间的误差在5%以内;在此基础上建立了完整的机翼颤振模型工程优化设计方法,使该方法能够应用在模型设计的很多方面,为工程设计提供了一种有效的手段.      

基于POD降阶模型的气动弹性快速预测方法研究

CFD/CSD耦合数值模拟是解决复杂气动弹性问题精度最高的方法,但同时也是计算效率最低的方法。研究了气动弹性系统的时域POD降阶模型方法,并引入平衡截断技术进一步降低时域POD/ROM的阶数,从而有效克服了时域POD/ROM阶数过高的缺点。以AGARD445.6机翼为例,说明了时域POD/ROM建模的各个细节,并将其用于气动弹性动响应及颤振边界的预测。计算结果表明,POD/ROM具有接近CFD/CSD耦合计算的精度,同时又大大提高了计算效率约1到2个量级。     

基于CFD/CSD耦合方法的新型桨尖旋翼气动弹性载荷计算

为提高旋翼非定常气动弹性载荷的分析精度,在刚性旋翼计算流体力学(CFD)方法中引入计算结构动力学(CSD)方法,建立了一套适合于新型桨尖旋翼气动弹性载荷分析的CFD/CSD耦合方法。旋翼流场分析采用NavierStokes/Euler方程作为控制方程,围绕旋翼生成运动嵌套网格。在流场求解中,采用双时间法推进,通量计算采用Jameson中心格式,并采用B-L(Baldwin-Lomax)湍流模型。基于Hamilton变分原理和中等变形梁理论开展桨叶弹性运动变形分析,并发展了一套具有任意转角梁单元的新方法以提高新型桨尖旋翼的动力学分析精度。采用基于代数变换方法的网格变形策略,建立了一套CFD/CSD松耦合方法,桨叶运动变形和旋翼气动力信息通过流固交接面传递。首先分别对CSD和CFD模块进行了验证,然后计算了UH-60A旋翼在高速前飞状态下的气动弹性载荷,并与试验值进行了对比,最后重点对旋翼桨尖形状进行了参数分析。计算结果表明,相比于升力线理论和刚性旋翼CFD方法,CFD/CSD耦合方法可以显著提高旋翼非定常气动弹性载荷的分析精度,并能更准确地反映新型桨尖旋翼的气动弹性耦合效应;同时采用后掠桨尖在桨叶前行侧30°~90°方位角范围可以显著降低激波强度,有利于改善旋翼的气动特性。     

前行桨叶概念旋翼动力学分析方法

根据前行桨叶概念(ABC)旋翼配平方程中未知量多于方程数的特点,提出了一种基于优化的配平问题求解方法。进而结合计算流体力学(CFD)/计算结构动力学(CSD)松耦合策略,建立了ABC旋翼动力学分析方法。CFD分析中以非定常Euler/Navier-Stokes方程为控制方程,通过动态重叠网格及动网格方法实现桨叶的运动及变形;桨叶结构模型采用非线性中等变形梁理论建立。以XH-59A直升机为例,对不同前飞速度下的旋翼效率进行了仿真分析,计算结果与飞行试验值吻合良好。仿真结果表明,该旋翼动力学分析方法具有很好的分析精度和收敛性,可广泛应用于ABC旋翼动力学分析。     

超声速湍流燃烧的有限速率源项封闭方法

为了发展超声速湍流燃烧中化学反应源项的封闭方法,更精确地模拟湍流燃烧相互作用,引入两类化学反应有限速率模型:PaSR(Partially Stirred Reactor)模型及其可压缩性修正模型(C-PaSR),并用于德国宇航研究中心(DLR)的氢燃料超燃冲压发动机燃烧室的数值模拟。计算结果显示,支板后形成的抬举火焰在剪切层产物回流和喷氢的共同作用下稳定在支板后1~2倍支板高度的位置,流场结构与实验纹影符合较好。引入模型后的不同截面的温度和轴向速度均有所改善,特别是较远处温度场与实验结果吻合非常好。C-PaSR模型的预测结果比PaSR模型略有改善。通过化学反应源项修正系数分析了流场各处燃烧和混合的特征时间尺度相对大小,有利于理解湍流燃烧相互作用的过程。     

一种用于支撑干扰试验的辅助支撑系统研制

某试验模型在风洞中除了要进行常规测力试验外,还要进行支撑干扰修正。模型采用直尾支为主支撑获得基本数据;采用腹支撑为辅助支撑,通过"两步法"修正支撑干扰近场影响。针对要求研制辅助支撑系统,即腹支撑机构及假尾支结构。模型受载后,腹支撑刚度不能避免假尾支与模型干涉的风险,因此研制了假尾支补偿机构。假尾支补偿机构利用电动缸驱动,直线导轨限位,距离传感器实时监测和反馈,可有效补偿假尾支的位置。     

1 种弹用发动机控制系统高空转速超调控制技术应用研究

为解决弹用发动机控制系统缺少发动机进口参数测量,无法实时对PI控制参数进行相似原理修正,从而导致地面点控制参数在高空不适用,产生发动机高空转速超调这一问题,基于压气机出口总压P_3重构发动机进口总压P_1对PI控制参数进行修正,设计了1种发动机进口参数测量不全条件下弹用发动机转速高空超调控制的方法。通过全数字仿真、半物理模拟试验、高空模拟试验及高空飞行试验验证该方法的有效性。