Stratobus平流层飞艇项目研究进展与仿真分析

平流层飞艇是当前的前沿热点研究方向,创新性强、技术挑战大。针对国外公开在研的大型超长航时平流层飞艇项目Stratobus,首先对基本方案进行总结分析,梳理总体研究进展,然后归纳剖析囊体材料、太阳电池、可再生氢氧燃料电池、吊舱移动系统等核心关键技术方案和研究进展,在此基础上,通过数值仿真,对决定平流层飞艇总体方案可行性的浮重平衡、推阻平衡、能源平衡进行综合分析,提出了Stratobus项目发展的启示,为平流层飞艇总体设计和研究发展提供参考借鉴。     

DLR-F6翼身组合体的高阶精度数值模拟

基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用五阶空间离散精度的加权紧致非线性格式(WCNS)和剪切应力输运(SST)两方程湍流模型,开展了DLR-F6翼身组合体的高阶精度数值模拟研究。主要目的是确认WCNS模拟跨声速典型运输机构型的能力。采用粗、中、细3套网格开展了网格收敛性研究,从气动特性、压力分布、表面流态等方面研究了网格密度对DLR-F6翼身组合体气动特性的影响;采用中等网格开展了来流迎角对气动特性的影响研究。通过与试验数据、CFL3D软件和TRIP软件计算结果的对比,表明网格密度主要影响激波位置和压差阻力系数,同时对翼身结合部分离区大小有一定影响;采用高阶精度计算方法显著提高了气动力系数的模拟精度,力矩系数数值模拟结果与试验的差异有待进一步分析。     

星载子网1553B总线数据传输与管理

卫星正常运行要求星载子网的数据传输管理需具备可靠性、安全性与实时性,能够在规定的时间内完成传输任务,因此需要设计一种合理的数据传输管理方案来满足要求。考虑到1553B总线的数据传输具备速率高、可靠性好和实时性强等优点,选取1553B总线作为星载子网的数据总线,并提出了一种适用的数据传输管理方案。方案合理设计了星载子网的消息结构、消息种类、组网方式、消息传输机制、消息传输流程、消息传输时隙等。最后通过搭建测试平台对传输管理方案进行测试,测试结果表明此方案传输速率高、误码率低、实时性强,可以满足要求。     

载人小行星探测的总体方案设想

载人探测近地小行星的工程规模和技术难度介于载人探月和载人火星探测之间,是人类开展载人火星探测和飞向更遥远深空的跳板,对于航天技术的发展和科学问题的探索有着极其重要的意义。在调研国外载人小行星探测方案设想的基础上,结合我国航天技术现状和发展趋势,提出了一种载人小行星探测的总体方案设想,并梳理了载人小行星探测的关键技术。研究成果可以作为我国载人小行星探测任务论证和设计的有益参考。     

主带小行星采样返回任务中的离子电推进应用方案

由于离子电推进的高比冲特性,采用它执行小行星探测器巡航阶段轨道机动任务时,将使探测器在同样的有效载荷下的发射重量大大减轻。针对我国规划中的主带小行星采样返回任务,调研了国外离子电推进在深空探测任务中的应用情况,在借鉴国外成功经验和任务需求分析的基础上,设计了主带小行星探测器离子电推进系统方案和应用策略,计算了在目前离子推力器寿命水平下,既定探测任务对离子电推进推力、比冲、推进剂量以及功耗需求。研究表明,目前研制的离子推力器可以满足规划中的主带小行星探测任务需求。研究成果对探测器的方案设计有参考价值。     

基于三维非结构网格的连续伴随优化方法

基于非结构网格,采用Euler方程、连续伴随方法以及自由形面变形技术(Free-form deformation,FFD)结合序列二次规划(Sequential quadratic programming,SQP)优化算法,开发出了三维飞行器的气动外形优化代码。应用Fortran 90语言,动态存储数组和指针,节省了内存。采用Roe形式的二阶迎风格式和LU-SGS隐式时间离散格式求解连续伴随方程,同时采用一种新的参数化坐标求解方法,使得FFD技术更加鲁棒。和有限差分方法求得的梯度进行比较,验证了连续伴随方法所求梯度的正确性,实现了ONERA M6机翼的减阻优化,证明本文开发的优化代码能够实现三维气动外形的减阻优化。     

月球探测再入返回试验后续飞行方案研究

对于中国月球探测再入返回飞行试验的剩余推进剂,研究并设计了后续飞行方案。首先,基于月球探测再入返回飞行试验任务结束后的轨道和卫星状况,分析了可行的探测目标,确定了以日地月空间和相应平动点作为探测目标的后续飞行方案。其次,针对后续飞行方案中的轨道设计与控制需求,研究了平动点轨道直接转移入轨方法和不同系统的平动点轨道转移方法。相对于目前常见的基于不变流形的平动点转移轨道设计方法,文章方法无需进行大量的流形计算,因而计算步骤简单,计算量大大降低,尤其便于实际飞行任务应用。最后,设计了后续飞行方案的飞行轨道和相应的控制方案,同时分析了控制操作的地面测控条件。研究结果表明,基于月球探测再入返回飞行试验任务的剩余推进剂,完全可以在日地月空间开展多项具有创新性和重要应用价值的飞行试验验证,为我国后续"夸父"和月球探测等深空探测任务积累宝贵的测控技术和经验,同时为后续深空探测的"多目标多任务"设计思路提供有益借鉴。     

基于GPU和隐式格式的CFD并行计算方法

从图形处理器(GPU)架构特点出发,提出了基于数据并行的隐式计算流体力学(CFD)求解方法,空间离散格式采用迎风Roe格式,计算网格适用于结构和非结构网格。采用统一计算设备架构(CUDA)技术实现了GPU上的隐式CFD并行计算。分别在Intel Core2 Quad3.0GHzCPU和NVIDIAGTX280 GPU上进行了计算,结果表明隐式格式计算速度是显式格式6倍以上,采用显式格式的计算加速比达到28倍,采用隐式格式计算加速比达到了28.7倍,同时计算加速比随计算规模的增加而增加。计算结果和实验结果较为吻合。     

无人火星取样返回任务关键环节分析

无人火星取样返回探测在科学成果获取和工程能力提升方面均具有重要意义,与国外已经多次实现的火星着陆巡视任务相比,其任务周期更长,技术风险更高。取样返回飞行方式决定了任务的系统顶层设计。通过对国外研究成果的对比论证,认为应当在火星轨道附近完成交会捕获与样品转移任务,因此需要采用2个不同功能探测器:一个完成火星捕获、样品转移收纳与火地返回;另一个完成火星大气进入、表面上升与样品投送。在此基础上对大气进入、起飞上升、火星轨道交会捕获、样品转移、地球再入等关键环节进行任务分析,论证主要技术难点和初步的可实现途径。     

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。