一种新的双频圆极化器的设计

极化器是天线馈电系统中的重要部件。文章设计了一种新的双频（ C频段,5.15~5.25 GHz,6.7~7.075 GHz）四脊波纹方波导圆极化器,该圆极化器的端口驻波小于1.14,工作带宽内轴比小于0.42 dB。     

一种天文导航信息导引的星间链路自主定轨算法

针对星间链路自主定轨算法稳定性差,故障无法自主恢复等缺点,提出了一种天文导航信息导引算法,以提升星间链路自主定轨算法的稳定运行能力.算法利用天文导航极高的稳定性与完全自主性,确定星间链路建链指向,以保证星间稳定建链.并且,算法在天文导航中加入强跟踪滤波环节,使在轨道信息出现偏差以致星间链路中断时,具备快速的自主轨道确定...     

液体火箭金属膜盒式蓄压器的动力学模型

蓄压器是抑制液体火箭POGO振动的重要装置,通过推导建立了更具普适性的蓄压器精细化动力学模型,给出了膜盒刚度、动质量以及膜盒组件数量对蓄压实际柔度参数、惯性系数的修正方法,该模型提高了输送系统液路频率的计算精度.针对带有充气管路的蓄压器结构形式,引入了充气管路的分布参数动力学模型.研究发现较长的充气管路不仅会对蓄压器产...     

月球大范围探测巡视器及GNC技术发展综述

对月球大范围探测巡视器及相应制导、导航与控制(GNC)技术进行了综述。首先对月球大范围巡视探测需求进行分析,介绍了世界各国主要的月球大范围巡视器计划研究进展;其次针对月球大范围探测GNC技术研究现状进行了归纳整理,简要分析了进行月球大范围探测任务现存技术难点;最后为实现更加完备高效的月面大范围探测提出了月球大范围探测网构建设想,并分析了其构建目的、意义及关键技术。     

火星进入器壁面脉动压力环境数值模拟

为研究跨超声速阶段来流马赫数、来流攻角及配平翼展开角的变化对进入器壁面脉动压力环境的影响规律,本文采用脱体涡方法对火星进入器模型开展非定常数值模拟,获取壁面不同位置处的脉动压力信息。研究表明：在跨超声速阶段,进入器壁面脉动压力环境随马赫数的增加而趋于减缓。配平翼迎风面分离区受脱体激波影响明显,当来流马赫数较小时,可压缩效应较弱,分离区涡流运动剧烈,诱导的脉动压力环境较强;随着来流马赫数的增加,脱体激波对分离区抑制作用增强,分离区运动受到限制,诱导的脉动压力环境趋于平缓。此外,随着来流攻角增加,配平翼迎风面上再附点的位置向翼根方向转移,从而使翼根处的脉动压力环境趋于恶劣。当配平翼展开180°时,分离区再附点位置基本固定,配平翼迎风面脉动压力环境得到一定程度的减缓。功率谱分析表明,在配平翼迎风面上诱导的脉动压力能量主要集中在中低频区域。     

基于代理模型的运载器头罩外形优化设计

引入Kriging代理模型,选取若干不同头罩外形的运载器,进行气动性能分析,利用运载器气动性能参数作为拟合样本建立代理模型.以具有足够精度的代理模型替代CFD分析,发展了一种基于代理模型的运载器头罩外形优化设计方法.在马赫数为3、飞行攻角为3°、飞行高度为8km条件下,利用该方法对运载器进行最小阻力系数、最大纵向压心系数的单目标优化和综合考虑上述2个目标的多目标优化.结果表明:2个目标存在冲突,为同时兼顾减小阻力和增强纵向稳定性,必须对运载器头罩外形进行多目标优化,得到的外形阻力系数减小了1.95%,纵向压心系数增大了5.93%,采用基于代理模型的优化设计方法能在保证精度条件下有效提高计算效率.      

叶顶间隙对高压涡轮动叶应力影响的数值研究

针对叶顶间隙直接影响高压涡轮动叶气动特性及结构可靠性的问题,对不同叶顶间隙下的涡轮动叶进行了气热耦合数值计算.通过对流体域与固体域在物理边界上能量的传递进行耦合计算,揭示了泄漏涡流运动对叶片所受温度、压力分布的影响规律,分析了叶片热应力、气动力变化对结构强度的影响.结果表明:随着叶顶间隙高度的增加,泄漏流速增加,热应力变化明显,叶顶间隙高度在0.3%~3.0%变化过程中,叶片最大等效应力增大2.6%.所得结果可为叶顶间隙控制提供理论依据.     

一种实现GEO卫星自主导航的方法

针对目前关于GEO卫星自主导航方法中存在的精度低、成本高、实现复杂、可行性一般的问题,提出了一种基于多天体目标信息实现GEO卫星自主导航的方法。使用星敏感器敏感恒星信息和紫外地球敏感器敏感地球信息,建立了高精度GEO轨道动力学模型,并设计了EKF算法、UKF算法以及MCMCUPF算法进行导航解算。理论分析和仿真验证表明,提出的方法精度高、实现易,是一种切实可行,有效的卫星自主导航方法。     

轴流涡轮基元级静叶稠度特性的数值研究

针对不同静叶稠度(静叶叶片数)的轴流涡轮基元级进行了非定常数值模拟,研究了静叶稠度对涡轮基元级流动状态和损失情况的影响.结果表明静叶稠度的改变对涡轮基元级流动状态和损失的影响直接与动叶稠度相关.静叶稠度的改变影响通过涡轮基元级的流量,在动叶稠度不变时,会引起涡轮基元级反力度的改变.静叶稠度增加到一定程度时,会使气流在静子中的膨胀加速过于剧烈而产生激波损失及激波与边界层干涉带来的边界层分离损失.静叶稠度减少到一定程度时,会使转子中的流动状态极大恶化,进口极大的负攻角致使动叶压力面发生大范围的分离.存在一个最佳的静叶稠度,使涡轮基元级的损失最小.      

预燃/流向涡掺混超声速燃烧室的稳焰火炬实验研究

 为研究飞行马赫数Ma_flight=4~7的双燃室碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室的原理和工程参数,进行了直连双燃室超声速冷主流和亚燃室稳焰火炬热流的掺混实验和燃烧实验。将进气道输出的超声速气流的10%流量经亚燃进气道导入亚声速预燃室,先低速地与雾化预燃油掺混并建立稳定的预燃。该预燃气流与二次喷入的主燃油掺混而形成富含吸热分解油气的高温射流,再经一组波瓣掺混器与超声速主流在下游流向涡中深入掺混/燃烧,扩大燃区厚度而趋于深入超声流层,以期实现稳定超燃。在总温约为285 K、总压为1.5×10⁶ Pa和1.0×1.0⁶ Pa,燃烧室进口马赫数Ma_inlet=2.5的来流下,对3种不同结构参数的预燃室和一种超燃室,进行了冷态流场和预燃/主燃的喷油/燃烧实验。实验与计算结果表明,冷/热态实验中整个超燃室保持了超声速流动,尽管斜激波系存在一些变化。利用存在的4种旋涡掺混现象,增强超/亚声速流之间的掺混。当采用三波系进气道和较小容积热强度的大体积预燃室和流向涡掺混器,可以形成稳定的高温富油火炬,成为超燃室稳定点火源。在超燃室下层流层的原无预热冷态来流的亚声速和低超声速区域中出现火焰,且其并不破坏超燃室上层的高超声速未燃流动。