空间微小颗粒对卫星光学器件的污染研究

空间微小颗粒以低于临界黏附速度撞击卫星光学镜头时会附着在其表面,当大量的微粒黏附在卫星镜头上时会影响镜头的探测性能。精确计算临界黏附速度及找出影响临界黏附速度的因素对研究空间污染效率有着重要意义。在简化的EA模型的基础上,文章仿真分析了铜和石墨微粒撞击卫星镜头过程中的黏附力和临界黏附速度。结果表明:镜头表面粗糙度修正系数CR是影响黏附力和临界黏附速度的重要参数;在相同条件下,虽然石墨微粒受到的最大黏附力比铜微粒的小,但石墨微粒的临界黏附速度比铜微粒的高,说明石墨微粒更有可能黏附于镜头表面。     

可控式液体润滑高速螺旋槽端面密封试验

研制了电磁加载装置和摩擦力矩测试装置,并将其应用于液体润滑的螺旋槽端面密封试验中.试验研究了端面密封坝处液膜特性、端面温升、端面摩擦力等密封性能参数以及端面闭合力对密封性能的影响.试验结果表明,密封坝处压力随转速的增加而增加,当转速较大时,端面的温升也较高.端面密封在液膜润滑下具有较小的摩擦力.利用电磁加载装置和摩擦力...     

弹性边界试验获取自由状态频响方法研究

大型柔性航天结构的一阶频率可能低至0.1 Hz,采用自由悬吊方法进行结构自由状态频响测试难以满足要求,因为它要求悬吊频率远低于待测结构的一阶频率。为解决这一问题,文章研究了弹性边界试验方法:对待测结构施加弹性支撑,在分别获得整体与支撑结构频响后,通过频域子结构解耦方法,去除支撑结构对待测结构的影响,以得到待测结构自由状态的频响。试验结果表明,这一方法是可行的,可以考虑进一步应用于实际工程结构。     

超声速喷管中激波分离诱发流场对称破缺的机理及其控制

为减缓或消除侧向力,开展了流动分离诱导流场对称破缺的机理研究。采用有限体积二阶迎风插值格式及k -ε湍流模型,数值模拟了某型超声速喷管的地面试车过程。详细分析了喷管内部的流场结构,着重讨论了喷管壁面附近出现的激波分离模式由自由激波分离到受限激波分离的转换过程。为了降低低空高背压条件下过膨胀喷管的侧向力,着重研究了喷管不同长径比、扩张比条件下的流场特性和流动分离模式。结果表明:在激波模式转换过程中能够诱发出极大的侧向力,改变喷管构型可以改善流场结构。适当缩短长径比和扩张比可以有效降低侧向力。长径比为105时将产生4 000 N以上的侧向力,而当长径比为095和115时,侧向力不超过20 N;当扩张比为539时,侧向力峰值达到4 000 N以上,而缩小扩张比到45时,侧向力明显下降。     

变重力场中散体颗粒堆的安息角及接触力分布

为研究重力与散体颗粒堆安息角的关系,针对颗粒系统的随机性和离散性特点,通过三维离散单元法建立颗粒的运动模型,对颗粒在不同重力场中的堆积过程进行了模拟,得出了颗粒堆的安息角及接触力概率分布.结果表明:颗粒堆内接触力构成的力链呈非规则网络状,其中,接触力近似对数正态分布,约65%接触力低于平均值;接触点中约70%处于临界滑移,其余接触点切向力与法向力的比值为均匀分布;不同重力场中颗粒堆接触力的分布规律具有相似性,即接触力相对重力无量纲化之后,其分布函数高度相符;颗粒堆的微观结构具有随机性差异,但是安息角不受重力大小的影响.     

动力学解耦的改进直接力控制

 提出了一种动力学解耦的改进直接力控制技术,通过对传统直接力控制技术的改进,引入翼面气动力闭环控制回路,使空气动力学模型与刚体动力学模型分离,避免了空气动力学模型的不确定性和非线性耦合对控制系统的影响,并针对建模精度较高的刚体动力学模型进行动力学解耦和控制,在此基础上构建了分层递阶控制系统。根据翼面气动力可控特性分析结果,设计了基于广义逆的控制力分配算法,实现了控制力的有效分配,最后进行了仿真校验。仿真结果表明,基于逆动力学的直接力控制系统可以实现飞行器姿态运动和质心运动的解耦控制,并且具有较强的抗扰动能力和鲁棒性,具有良好的工程应用前景。     

轮式起降无人机安全起飞纵向控制

为了提高无人机在风干扰下的起飞安全性,对无人机常规起飞纵向控制方案加以改进,提出了基于直接升力控制的安全起飞纵向控制方案.采用由低通滤波器和超前补偿通道组成的组合滤波方案,用以解决所提出控制方案中无人机升降速度信号的精确获取问题,通过所研制的专用升降测试台和基于频谱分析的设计方法,对组合滤波方案进行了参数选取和仿真验证.基于Matlab/Simulink仿真环境建立某型无人机的全量非线性数学模型,通过仿真设计相应的襟翼偏转控制律.仿真结果表明,应用组合滤波方案获取的升降速度信号精度较高,满足起飞控制的使用要求.安全起飞纵向控制方案可显著增强无人机的抗干扰能力,从而提高起飞过程的安全性.     

喉部结构对微喷管性能的影响

以FLUENT6.1为工具,利用数值计算求解二维稳态可压缩N-S方程,模拟了喉部有无圆弧过渡以及不同的喉部曲率半径对扩张比为5.4的收缩-扩张微喷管x方向质量流速和总压力影响,进而研究了对微喷管的流量系数和推力效率影响.数值计算结果表明:喉部有无圆弧过渡以及不同的喉部曲率半径,将会影响微喷管出口处x方向的质量流速和总压力分布,随着微喷管喉部特征雷诺数的增大,相对应微喷管最大流量和推力的微喷管喉部曲率半径也相应增加.      

飞船舱门组件反向加压试验技术

文章介绍了飞船舱门试验件在真空环境下反向加压的漏率检测技术以及密封圈处于不同压缩量下的压紧力测量方法,并重点介绍了试验方案设计和试验结果的分析.     

计算机生成兵力中DR算法的实现

随着分布交互仿真系统的发展 ,计算机生成兵力中的DR算法的实现就显得非常重要。讨论了DR算法在DIS中的原理和关键技术。提出了一种DR算法的实现方法。