有限元法求解QPNS方程模拟高速旋成体气动力和热

从ＦＮＳ方程中略去流向粘性导数项导出熵变量形式ＱＰＮＳ方程（拟抛物化Ｎ－Ｓ方程）其离散解能自动满足熵增不等式。利用ＧＬＳ（伽辽金／最小二乘法）有限元法构造出ＱＰＮＳ方程的弱解式,所形成的整体方程组用ＧＭＲＥＳ（广义最小余数法）求解。采用空间推进求解ＱＰＮＳ方程,能明显降低计算机内存和运算时间。算例给出典型旋成体的物面压强、剪应力、热流量分布以及流场中密度、温度分布。     

航天员转体技术仿真

航天员在自由状态下的转体技术是航天员训练和太空任务完成好坏的重要指标。本文借助１５段的人体模型,使用多刚体动力学的方法建立起航天员转体动作的力学模型。该模型易于编程,适合于实时计算。并使用计算机动画技术,建立了航天员转体运动的实时动态仿真系统。该系统只要求输入基本的人体测量数据和肢体的相对运动规律,以图形动画形式输出,具有良好的交互性。     

大迎角细长体非对称空间流场特性的试验研究

应用七孔探针定量流场测试技术,在低速风洞中通过定量测试细长旋成体背风区三维空间流场,研究了零侧滑条件下细长旋成体在典型大迎角情况下(迎角为55°)背风区附体和离体涡系的空间演化规律,加深了对细长旋成体背风区不对称涡系空间结构的认识。解释了截面侧向力沿模型体轴分布为幅值递减波形的形成机制。给出了有、无头部小扰动片及小扰动片非定常摆动控制三种情况下的细长体背风区不同的多涡空间结构。细长旋成体背风区横截面的涡量和总压分布测量结果表明在模型头部固定小扰动片可以改变非对称涡的非对称特性,但不能使非对称涡变为对称涡,而在头部非定常小扰动的控制下模型背风区流动呈现对称涡的流态特征。     

组合体航天器智能协同姿态控制研究

组合体航天器在姿态机动过程中的各单体卫星承受的控制力是不均匀的,局部控制力过大将会导致组合链接断裂而失效。应用多体动力学理论建立了组合体航天器间的相互作用模型,对内力、内力矩与整星姿态、控制力矩之间的关系进行了分析;仿真了极端情况下的内力矩分布,其大小可能超过常用对接机构的力矩承受范围;采用粒子群算(PSO)法对控制合力矩进行优化分配,通过预设初值和继承初值来加快PSO算法的收敛速度,实时调整各星控制力矩分配比例,减小星间相互作用力,实现组合体航天器的智能协同控制,保证组合体航天器的连接铰不因受力过大而损坏。算法仿真和Adams软件验证分析表明,本文建立的相互作用模型可准确计算出星间相互作用力,提出的智能协同姿控算法可显著降低姿控过程中的星间内力,确保组合体航天器的安全。     

Coupled fluid-thermal investigation on non-ablative thermal protection system with spiked body and opposing jet combined configuration

In this paper, a Non-Ablative Thermal Protection System(NATPS) with the spiked body and the opposing jet combined configuration is proposed to reduce the aerodynamic heating of the hypersonic vehicle, and the coupled fluid-thermal numerical analysis is performed to study the thermal control performance of the NATPS. The results show that the spiked body pushes the bow shock away from the protected structure and thus reduces the shock intensity and the wall heat flux. In addition, the low temperature gas of the opposing jet separates the high temperature gas behind the shock from the nose cone of the spiked body, ensuring the non-ablative property of the spiked body. Therefore, the NATPS reduces the aerodynamic heating by the reconfiguration of the flow field, and the thermal control efficiency of the system is better than the Thermal Protection System(TPS) with the single spiked body and the single opposing jet. The influencing factors of the NATPS are analyzed. Both increasing the length of the spiked body and reducing the total temperature of the opposing jet can improve the thermal control performance of the NATPS and the nonablative property of the spiked body. However, increasing the heat conductivity coefficient of the spiked body can enhance benefit the non-ablative property of the spiked body, but has little influence on the thermal control performance of the NATPS.     

细长体空间涡系的观测

本文用流态显示技术和空间总压测量,对于钝头和尖拱形头部两个细长旋成体模型在中等和大迎角状态的复杂背涡系进行了实验研究。侧重于“二次分离区”的流动观察和测量。实验表明:在中等迎角时细长体背风面上存在有一对二次涡,它们的旋转方向相反;靠外侧的一个涡尺度较大,其旋转方向与同侧主涡相同,当同侧主涡破裂时,它也发生破裂。随迎角进一步增加此涡呈现出从物面上间断地形成和脱落。     

钝体头部“逾越”型转捩的直接数值模拟

通过直接数值模拟,研究了钝体头部边界层“逾越”型转捩的问题。在计算上,利用高阶紧致差分格式和高分辨率的无反射边界条件,求解全N-S方程,并将局部有限幅值扰动直接引入到钝体头部的曲面边界层中。摈弃了目前国际上通常采用的周期边界条件,以及以平板代替曲面的做法。结果表明:流场转捩的发生与一种类似“发卡”状的拉伸结构出现有关,而国外的计算结果中并未发现这一结构。此外,流场的失稳过程和物理图像也存在较大差异。这说明国外目前的做法和结论是值得商榷的。同时,模拟的结果也说明,这种方法对研究大扰动转捩来说是一条行之有效的途径。      

环境电离辐射体源标准空气比释动能率的确定

介绍了用实测法和MC理论计算法确定"放射性模型体源"表面中心点上方不同高度的比释动能率的方法和研究成果.研究结果表明,实测和理论计算结果的一致性较好,不存在明显的系统差.由此首次拟合出了能客观反映我国环境电离辐射体源标准的单位核素含量空气比释动能率的贝可法换算系数,提高了采用贝可法确定模型体源空气比释动能率的准确度.     

大迎角细长体侧向力的比例控制

介绍了一种新的大迎角细长旋成体侧向力的比例控制技术。通过在细长旋成体头部施加非定常小扰动,可以对细长旋成体非对称背涡的非对称程度进行比例控制。风洞试验研究结果表明,该控制方法能以很小的能量输入将大小和方向随机变化的侧向力加以精确控制;不仅可以控制侧向力的方向,也可以连续改变侧向力的大小,使其变成有利于飞行控制的气动力和力矩,达到变不利为有利的目的。     

绕飞慢自旋小天体的航天器运动分析

针对可以用三轴椭球体近似建模的小天体,给出了非球形引力势函数,建立了航天器绕飞小天体的轨道动力学方程。利用Jacobi积分常数绘制了探测器在小天体周围的零速度曲线,并分析了探测器的可能运动区域,给出了航天器不碰撞小天体的边界条件。针对绕飞慢自旋小天体的情况,基于平均轨道根数的近似解分析了小天体扁率和椭率的摄动影响,并给出了几条冻结轨道及其稳定条件。