仪表级复合材料在惯性仪表中的应用进展

铝基复合材料是近年来发展起来的一类先进工程材料,具有高的比强度和比模量,特别是这些复合材料各向同性,并且具有比Be更高的抗微小变形的能力和优异的尺寸稳定性,另外,还可以对这些材料进行热膨胀系数设计以便和其他材料匹配。由于这些材料可以大批量、稳定制备,且可以精密加工成复杂形状,使它们成为惯性仪表构件的理想材料。本文综述了近年来,惯性领域中仪表级复合材料国内外的应用研究现状,讨论了仪表级复合材料应用对惯性仪表精度提高所产生的积极作用。     

超声速进气道/发动机一体化控制

为了解决超声速进气道/发动机一体化问题,建立了可进行放气调节的超声速进气道部件级数学模型,而后将其与某双轴涡扇发动机部件级模型匹配,实现进气道与发动机共同工作.基于该进气道/发动机一体化部件级模型,分析计算了超声速进气道内流、外流特性,并研究了在超声速工作状态下进气道放气特性,验证了在超声速飞行时,发动机在中间状态与加力状态下,通过进气道放气调节,发动机安装推力提升了3%.     

旋流杯设计参数对燃烧性能的影响

通过三维数值模拟和试验相结合的方法,针对航空发动机主燃烧室开展了火焰筒头部旋流杯设计参数对燃烧室性能影响的研究,其关键设计参数为副旋流器相对进气量和旋流数,关注的燃烧性能包括出口温度场分布、NOx排放量等.结果表明:数值计算获得的规律与试验的结论基本一致.随着副旋流器相对进气量的增加,主燃烧室出口温度场逐渐恶化,而NOx排放量略有降低;副旋流器旋流数偏离基准设计值时,出口温度场恶化,而NOx排放量随旋流数的增加而增加.     

一种基于NGA-QPF的航天器姿态估计方法

针对航天器姿态确定中的非线性非高斯的滤波问题,提出一种基于遗传算法的粒子滤波的航天器姿态估计方法。该方法将姿态四元数作为采样粒子进行粒子滤波,并将小生境遗传算法（NGA）引入粒子滤波算法中,以改善粒子滤波的性能;用遗传算法单独进行陀螺偏差估计,以减少粒子滤波的状态维数。该姿态估计方法保持了四元数的归一化性质,通过引入小生境遗传算法解决了重采样阶段的粒子退化问题,并且由于单独估计陀螺偏差避免了粒子滤波状态的扩展。该方法能够在较少粒子的情况下实现高效率高精度的定姿,仿真结果说明了方法的有效性。     

火箭级间热分离初始阶段流场的数值模拟

针对多级火箭级间热分离这一复杂环境条件下的级间段流场进行了数值研究。计算采用AUSM 有限体积格式,针对相应的流场假设,分别求解了非定常轴对称和非定常三维Faver平均的Navier-Stokes方程。两种计算结果的比较表明,由级间排气口的分布而引起的三维效应主要集中在喷管与火箭外壳所围成的空腔内部,而喷管内部由于流速很高,排气口带来的三维效应对管内上游流动影响很小。计算结果可为级间分离段和发动机热防护的设计提供参考。     

一种长期稳定的卫星编队队形优化设计方法

 对于卫星编队飞行设计长期稳定以节省控制燃料的队形是一项非常重要的工作，本文提出了一种队形长期稳定的优化设计方法。首先利用Hill方程设计出满足任务要求的相对位置和相对速度的约束关系，以剩下的自由相对位置或相对速度作为优化变量。优化目标选择为主从星在J2摄动下的各平均轨道根数相对漂移率最小。文中的优化算法采用改进的遗传算法，遗传算法作为一种通用的全局最优随机搜索算法，在解决一些复杂问题时它还存在着过早收敛和收敛速度慢的缺陷，针对此问题，本文提出一种改进的遗传算法。仿真结果表明利用这种优化设计方法设计的队形在各种摄动力下能够长期保持稳定。     

动背景中高速掠过点目标的双窗口捕捉算法

为解决动背景下高速掠过点目标的实时探测问题,探讨了一种新的算法：首先采用基于帧间差分向量一阶范数的目标检测算法对图象进行预处理,实现大面积背景抑制,提取可疑目标点;然后,对提取的可疑目标点采用双窗口搜索算法捕捉运动点目标。该算法简单,运算量小,易于实现。实验结果验证了算法的有效性。     

上面级发射MEO轨道设计及运载能力优化研究

针对导航卫星中轨道（MEO）轨道提出一种上面级发射MEO轨道直接入轨设计方案,建立轨道动力学方程和轨道迭代计算模型。为优化轨道设计,将更多有效载荷送入轨道,从分析影响轨道运载能力的因素出发,应用成熟优化算法——自适应遗传算法,建立上面级发射MEO轨道优化模型,采用数值仿真方法验证设计结果和优化方法的有效性。结果表明发射轨道优化设计对运载能力有一定的提升效果,实现了最优化设计。     

气冷涡轮气热耦合数值模拟

应用有限差分方法进行气冷涡轮气热耦合计算,研究了影响气热耦合计算精度的几个因素,包括:流场壁面附近的计算网格、湍流转捩模型以及能量方程中普朗特数的计算等。为了能够应用高精度离散格式,并加快计算速度,采用了气热耦合动力学的微分方程与相应的差分格式,采用了结构化网格。数值计算结果与试验进行对比表明,在流场壁面附近应采用正交性好的网格,并在计算中考虑转捩的影响;而普朗特数的变化对本次计算的影响不大。     

某运载火箭级间分离喷流干扰风洞试验研究

对某运载火箭级间分离特性进行了风洞试验研究,内流采用冷喷流模拟技术,获得了助推器与芯级同时分离和助推器先分离时,两级在有、无喷流、同轴变迎角情况下的气动力系数,试验结果表明,助推器与芯级同时分离和助推器先分离两种情况下,一、二级箭体各自的气动力系数变化很小,这说明助推器与芯级同时分离的方案是可行的。风洞试验研究结果为运载火箭级间分离方案设计和火箭控制系统参数设计提供了依据。