固体火箭发动机凝聚相微粒分布研究现状

凝聚相微粒尺寸分布对固体火箭发动机燃烧室效率和喷管效率有影响。本文介绍了引起固体火箭发动机两相流动损失的凝聚相微粒尺寸分布、测试方法的研究现状。     

基于弹性体模型的微机械陀螺检测电容解析方法

以体微机械加工技术制备的音叉式振动型微机械陀螺为研究对象，以提高其检测电容的解析精度为目的，利用多自由度动态有限元解析理论，首次提出了基于弹性体模型的检测电容解析法。实现了考虑制备工艺、加工手段等引起的微陀螺结构缺陷造成的性能、品质变异仿真，以及面向微陀螺最终输出性能——检测电容的动力学特性与检测特性的分析。此方法基本解决了刚体结构微机械陀螺简化模型的低精度缺陷问题，为实现其多物理场工作环境的表征、结构拓扑形态的设计、复杂动态性能的仿真等工程化目标提供了可能。     

太阳系行星及行星际大气环境特性研究

研究了行星及行星际大气环境特性。为了克服用玻耳兹曼公式（BF）计算行星大气总分子数时出现的发散困难，在玻耳兹曼公式中引入新的归一化函数g（r），得到了新的行星大气分布律公式（RBF），探讨了归一化函数的物理意义。和Jeans的理论进行了比较。用RBF计算了太阳系中木星、土星、天王星、海王星和土卫六的大气密度随高度的分布。这些结果对于开展行星探测工作有一定的指导意义。     

基于联合滤波的卫星姿态确定

对由星敏感器、陀螺、太阳敏感器和磁强计构成的组合姿态确定系统,建立了卫星确定系统模型、子系统滤波方程。基于信息融合设计了改进的联合滤波,讨论了信息分配因子确定,给出了改进的系统滤波流程。仿真结果表明：改进后卫星姿态确定的算法有能效提高卫星姿态的估计精度。     

隔板喷嘴排列方式对推力室燃烧流场影响研究

针对液氧煤油液体火箭发动机,采用全尺寸六分之一网格,设置周期性边界条件的简化模型,计算得到了喷注器面径向隔板喷嘴交错排列时推力室内三维非稳态两相湍流燃烧流场分布,与全尺寸网格计算结果基本一致,验证了算法与简化模型的有效性,并与喷注器面径向隔板喷嘴直线排列时推力室燃烧流场计算结果进行了对比.结果表明,采用全尺寸六分之一网格,也可较好地数值模拟推力室内燃烧流场;径向隔板喷嘴交错排列,不但有利于延长煤油和氧气的混合时间,使混合更加充分,提高燃烧效率和燃烧室压力,而且可增加喷嘴空间分布的均匀性,使燃烧室中雾化粒子分布更均匀,从而提高温度分布的均匀性.     

基于解体事件的空间碎片轨道演化算法研究

针对航天器解体事件所生成的空间碎片的演化过程,进行了数学分析,确定了新生成的空间碎片的速度增量,在该增量作用下碎片轨道会发生变更,本文根据该增量得出了空间碎片在轨道变更后的轨道根数,分析了在大气阻力摄动作用下,空间碎片的数目和轨道分布的演化情况,给出了相关结果,结果表明此算法可行。     

基于Gompertz模型的液体火箭发动机可靠性增长分析

运用Gompertz模型和线性回归方法对液体火箭发动机批次试验中的可靠性增长因子进行分析,对新产品的可靠性分布函数进行预测。结合产品的少量现场试验数据,利用Bayes方法对系统的可靠性增长试验结果进行分析。文中首先给出了可靠性增长因子分析的模型,然后运用历次阶段试验中的可靠性增长数据建立动态参数的递推估计模型,在此基础上,运用随机变量函数的分布,给出各阶段可靠性增长试验中可靠性参数的Bayes估计。最后给出实例进行说明。      

旋翼诱导速度空间分布的一种计算方法

采用无限片桨叶的固定尾迹分析法,建立了前飞状态下固定涡系对空间一点诱导速度的数学模型,用Fourier级数表示诱导速度和环量沿方位角的变化,积分得到了含有三类完全椭圆积分的诱导速度各谐波系数解析表达式.该表达式可在给定环量分布的情况下求解桨盘内和桨盘外空间一点的诱导速度分布.基于固定尾迹理论,提出一种在前飞状态下计算旋翼环量分布的数值方法,该方法根据叶素理论、儒可夫斯基公式和挥舞运动方程推导了环量方程,将理想的无限个斜向涡柱离散成有限个斜向涡柱.通过求解有限个斜向涡柱的谐波系数得到旋翼在前飞下环量、诱导速度、挥舞系数的相容解.通过理论和对算例的计算分析,本文方法对计算旋翼平面外的诱导速度以及多旋翼系统具有工程应用价值.     

采用现在点射击方式的反舰导弹捕捉概率计算模型

采用前置点射击方式的反舰导弹,在计算射击诸元时,需要目标运动参数,但采用现在点射击方式的反舰导弹,在计算射击诸元时,不测定目标运动要素,不计算导弹自控飞行时间内目标的运动。因此,必须要建立采用现在点射击方式的反舰导弹的捕捉概率计算模型。在把反舰导弹飞向目标过程中的主要误差综合为目标指示精度和侧向偏移两类误差基础上,把目标机动范围、目标指示精度误差作为圆分布来处理,利用解析方法,建立不同误差条件下反舰导弹捕捉概率的计算模型。对高亚声速反舰导弹的捕捉概率进行了仿真,按照捕捉概率的战术标准,得到了对反舰导弹不同发射距离条件下几个参数的要求。     

高频扑动微扑翼飞行器多目标优化设计

微扑翼飞行器高频扑动时机翼与机身最大载荷急剧增加,严重影响飞行性能和飞行寿命。分析微扑翼扑动过程中机翼运动情况及受力情况,建立扑动过程中机翼升力、阻力和惯性力数学模型,提出以改善载荷在时间域上分布情况为目标的多目标优化模型,并且在Matlab环境下采用NSGA-Ⅱ算法进行求解,得到悬停状态下的Pareto最优解集。结果表明:提出的优化模型使升力峰值与惯性力峰值显著降低,载荷分布情况得到明显改善。