一种可实现星箭分离前后测轨数据联合定轨的初轨确定方法

针对弹簧分离方式的卫星发射任务中,在星箭分离瞬间卫星获得弹簧分离力产生的速度增量,使星箭分离前后的两段外测数据不能同时参与定轨的问题,提出了一种可同时求解一个位置矢量和两个速度矢量的定轨新方法——改进的有摄初轨计算的单位矢量法,建立了相应的计算模型,构造了条件方程组的解算方法。仿真计算和任务实测数据验算表明,该方法首次实现了利用星箭分离前后处于两条不同轨道的测轨数据的联合定轨。由于延长了定轨数据弧段,有效地提高了入轨段初轨确定精度。     

星载测向定位技术研究

针对卫星无源定位系统对辐射源高精度定位的要求,以及日益复杂的电磁环境下时频重叠信号测向定位的难题,提出了单星阵列信号处理测向的方法,并对干涉仪和阵列信号处理测向的性能进行了理论分析和仿真比较,结果显示阵列信号处理测向比相位干涉仪具有更高的精度,在存在模型误差的情况下,基于盲源分离的测向算法比经典子空间投影测向算法具有更高的分辨力。     

大尺寸交会测量系统传感器布站优化分析

为提高目标定位精度,研究了多站交会大尺寸精密测量系统中传感器布站优化方法。首先,以电子经纬仪为例创建了多站交会测量系统基于传感器误差分离的优化布站数学模型;然后,分析了测量空间内的布站约束条件并对之进行了几何近似;最后,利用郭涛算法求解带有约束的非线性规划问题,得到布站空间内传感器最佳位置组合。仿真分析结果表明,该方法能够有效提高系统测量精度,可应用于多站交会测量现场布站过程。     

Optimization design of satellite separation systems based on Multi-Island Genetic Algorithm

The separation systems are crucial for the launch of satellites. With respect to the existing design issues of satellite separation systems, an optimization design approach based on Multi-Island Genetic Algorithm is proposed, and a hierarchical optimization of system mass and separation angular velocity is designed. Multi-Island Genetic Algorithm is studied for the problem and the optimization parameters are discussed. Dynamic analysis of ADAMS used to validate the designs is integrated with iSIGHT. Then the optimization method is employed for a typical problem using the helical compression spring mechanism, and the corresponding objective functions are derived. It turns out that the mass of compression spring catapult is decreased by 30.7% after optimization and the angular velocity can be minimized considering spring stiffness errors. Moreover, ground tests and on-orbit flight indicate that the error of separation speed is controlled within 1% and the angular velocity is reduced by nearly 90%, which proves the design result and the optimization approach.     

跨声叶栅角区激波/附面层干扰的开槽控制措施

提出了使用叶根槽作为一种被动控制手段来控制跨声叶栅的角区分离问题。在压力面与吸力面的压差作用下,叶根槽可产生自发射流,为叶栅吸力面侧角区注入高能流体,从而控制跨声叶栅的角区分离问题。通过数值模拟的方法分析了在不同攻角下叶根槽对压气机叶栅性能的影响及作用机理。结果表明:在小攻角下,叶根槽射流可破坏角区环形涡,从而有效减小跨声叶栅角区分离,提高叶栅的流通能力,改善叶栅性能;在大攻角下,叶根槽射流已不能破坏角区环形涡,但仍能为角区低能流体充能,减弱角区分离,从而拓宽叶栅工作范围。在0°攻角下总压损失系数可降低11.6%,同时叶栅攻角裕度由2°拓宽为3°。      

低雷诺数分布式螺旋桨滑流气动影响

以高空长航时（HALE）太阳能无人机（UAVs）研究为背景,采用基于混合网格技术及k-k_L-ω转捩模型求解雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程的多重参考系（MRF）方法,对3种螺旋桨-机翼构型的低雷诺数气动特性进行了高精度准定常数值模拟,在等拉力前提条件下,通过对比机翼气动力系数及表面流场结构特征分析了分布式螺旋桨（DEP）滑流对FX63-137机翼的气动影响。研究表明：螺旋桨滑流影响使得桨后总压及流速显著增大,这是机翼升力增大的主要原因,但同时机翼阻力特性急剧恶化,升阻比反而降低;螺旋桨滑流向机翼边界层内注入丰富湍动能从而抑制流动分离,扩大机翼表面湍流范围及附着流动区域;分布式螺旋桨滑流与低雷诺数机翼表面复杂流动相互作用显著,主要表现为滑流区域边界展向涡结构的产生。     

低温推进剂在轨加注技术与方案研究综述

为了探究适用于低温推进剂在轨加注的相关技术与方案,通过文献调研与对比分析,介绍国内外在轨加注技术的研究现状,梳理低温推进剂在轨加注的关键技术,研究现有加注技术与方案对低温推进剂的适用性,并提出我国开展相关研究的思路与方向。研究表明：1）气液分离、蒸发量控制、质量测量和流体驱动循环等技术是直接影响推进剂在轨加注系统结构与加注性能的关键技术;2）低温推进剂具有沸点低、表面张力小等特殊性,对气液分离、系统热防护等技术的性能要求更高;3）表面张力式气液分离、纤维镜或射频质量检测、多层隔热材料、热力学排气系统（TVS）以及无排气加注等先进技术方案对低温流体和微重力环境均具有更好的适用性,将成为实现低温推进剂在轨加注的关键突破口。     

液体火箭发动机旋转式唇形密封圈脱开转速计算

针对火箭发动机涡轮泵端面密封结构中旋转式唇形密封圈的“脱开式”密封特性,基于丁腈橡胶材料单轴拉伸试验数据,借助非线性有限元软件ABAQUS,建立了唇形密封圈的“解析刚体-超弹性体”组合有限元模型.计算了在过盈装配预紧力、弹簧径向力、燃料介质压力及旋转离心力作用下,密封圈的Von-mises应力分布及变形情况,根据密封圈接触状态转化,获得了密封圈的脱开转速区间.最后进行了唇形密封圈的水运转试验,提出了用于测量密封圈脱开转速的逆向测量方法,试验结果与计算结果吻合,从而验证了计算结果的正确性.     

通道前缘小叶片对轴流压气机叶栅气动性能的影响研究

为了更好地控制压气机静叶角区分离,结合翼刀和涡流发生器的流动控制思想,提出一种在叶栅通道前缘端壁设置小叶片的新型流动控制手段。以某高负荷轴流压气机叶栅为研究对象,基于数值方法深入分析了不同周向位置和安装角的小叶片对流场的影响。结果表明：小叶片存在提升叶栅气动性能的最佳周向位置和安装角范围。在近失速工况附近,小叶片可减缓角区分离,提高全叶高的扩压能力,但会不可避免地增加中间叶高位置处的流动分离和气动载荷;小叶片可减少角区分离损失和尾迹损失,提高各流向位置处的静压系数。小叶片能阻碍马蹄涡压力面分支发展,减缓叶栅前缘附近的横向二次流动。从小叶片叶顶泄漏的诱导涡可将马蹄涡压力面分支推向流向,带走端壁和角区附近的低能流体,从而削弱通道涡强度。     

子午修型对1.5级大子午扩张涡轮端区流动传热性能影响研究

大子午扩张涡轮由于子午型线扩张度较大,因而易导致端区边界层分离及热集中,针对这个现象,采用数值模拟方法,并采用正弦曲线对某型1.5级大子午扩张涡轮子午型线采取了8种修型方案,研究子午修型对于端区流动传热性能的影响。计算结果表明,子午修型可以有效地控制端区的分离流动,从而影响着通道涡与脱落涡强度及位置,也影响着端壁及叶片上热负荷分布。在本文研究条件下,振幅为三分之一叶片最大厚度的前凹后凸子午型线有效地减弱了脱落涡引起的损失,进而使整体总压损失减小6.06%,并可以减弱端壁及叶片传热集中,使叶片最大热负荷减轻21%。