空间激光干涉引力波探测器轨道修正方法

针对空间激光干涉引力波探测器轨道修正问题,提出一种基于虚拟编队构型设计的航天器轨道修正方法。空间激光干涉引力波探测器由3颗航天器组成等边三角形构型。由于入轨误差和摄动的影响,探测器的构型不稳定。假设名义轨道上运行着一颗理想航天器,实际轨道上的真实航天器与之组成虚拟编队,探测器的3颗真实航天器分别与对应的理想航天器组成3个虚拟编队。考虑探测器构型稳定性要求和摄动的影响,对虚拟编队的构型进行设计,进而求解航天器平均轨道要素修正量。求解得到的航天器平均轨道要素修正量小于偏差量,轨道修正通过四脉冲控制实现。数值仿真结果表明,该方法通过部分轨道修正满足了探测器的构型稳定性要求,具有减少燃料消耗、延长任务寿命的潜力。      

超声速栅格舵/弹身干扰特性数值模拟与试验研究

对于呈十字型布局的栅格舵与弹身组合体来说,在有迎角存在时,位于弹身垂直平面的栅格舵会处于弹体头部分离涡的干扰区,而位于弹身水平面的栅格舵主要受弹体上洗流的影响,2种安装形式的栅格舵的气动特性会有较大差异。为研究弹身对栅格舵气动特性的干扰影响,基于典型栅格舵及栅格舵与弹身组合体布局,利用数值模拟方法对比分析了有无弹身干扰情况下栅格舵的超声速气动特性,分析了弹身对不同安装位置栅格舵的扰流特性、载荷分布,研究了由单独栅格舵气动特性转换到存在弹身干扰时栅格舵气动特性的修正方法。通过风洞验证试验,获取了2种不同安装方式栅格舵试验数据差异,验证了洗流修正方法的可行性,为建立面向工程应用的栅格舵高速风洞试验与数据修正技术提供了数据支撑。      

壁压法在NH-2风洞中的应用

本文介绍了一种由Hackett在1981年提出的利用测量风洞壁面静压来进行大迎角、大堵塞洞壁干扰修正的方法,并用该方法编写了Fortran程序。对四个几何相似不同尺寸的模型,在NH-2风洞中进行了试验,试验和计算的结果表明,堵塞度从1.56％到16.7％的四个模型,其升力系数和阻力系数经洞壁干扰修正后非常接近。但必须指出,对于带平衡缝的闭口回流风洞,从壁面测量所得到的静压必须加以修正,才能成功地应用这种方法。     

氢动力无人机大展弦比机翼静气弹特性分析

以氢动力超长航时无人机(UAV)为背景,针对其大展弦比轻质复合材料机翼,采用强耦合方法求解了几何非线性变形下的静气弹特性,对比了弹性机翼与刚性机翼的气动性能,并在此基础上,给出了一种刚性机翼的弹性气动力修正方法。结果表明:相比刚性机翼,弹性机翼巡航状态下的升阻比降低3.2%,滚转力矩导数和偏航力矩导数显著增大,对飞机的气动性能产生不利影响;基于刚性计算结果,对大展弦比机翼进行气动修正,是一种有效的大展弦比轻质机翼气动分析思路。     

带螺旋桨飞机模型风洞实验洞壁干扰修正

带动力实验进行洞壁干扰修正时,必须考虑螺旋桨滑流的影响。运用等效动压法和壁压信息法对运八飞机带螺旋桨模型风洞实验数据进行洞壁干扰修正,分析洞壁对带螺旋桨飞机模型试验数据的影响并对不同修正方法进行了比较。两种修正方法的修正结果基本一致,壁压信息法能实际反映洞壁干扰影响,但壁压信息法需要进行准确的壁压测量,增加实验工作量;等效动压法是以经典的洞壁干扰修正公式为基础,考虑了螺旋桨滑流的影响,而且带螺旋桨飞机模型实验的攻角一般在中等攻角以下,不会出现像大攻角那样的分离特性,因此这种方法有较好实用性。     

利用NASTRAN和模态试验修正结构有限元分析模型

本文介绍了一个轴压圆柱形薄壳的模态试验结果以及利用MSC／NASTRAN计算壳体非线性模态的结果。同时,还介绍了利用NASTRAN和模态试验数据修正结构有限元分析模型的方法,结果表明,对于本文研究的壳体,经过NASTRAN设计优化模块的处理,前6－8阶自振频率的有限元计算结果与试验结果相对误差的均方根值约降低50％。     

自由度匹配技术在某贮箱结构模型修正中的应用

用改进的正交模型正交模态(ICMCM)法,结合模型缩聚及模态扩展技术对某贮箱结构进行了有限元模型修正。分析结果表明:用ICMCM法进行修正时模态扩展方法的可修正参数数量远大于模型缩聚法。对修正参数较多的修正问题,用模态扩展方法因在修正过程中可使用的数据量增加使修正方程数同时增加,可获得更好的修正结果。     

基于温度模型的10N推力器点火异常发现方法

为解决在轨卫星10N推力器点火异常无法及时发现的问题,根据10N推力器热平衡方程,考虑空间外热流、加热器加热、推进剂燃烧和向深冷空间热辐射等因素,应用10N推力器在轨实测温度数据,建立了精细化的10N推力器点火温度数学模型;进一步考虑测温热敏电阻测量误差,建立了10N推力器点火温度包络线模型;在此基础上提出了基于温度模型的10N推力器点火异常发现方法。该方法计算精度较高,绝对误差小于3℃,在10N推力器点火温度偏离正常趋势3～5℃后即可快速发现。以东方红3号平台某卫星为例进行了案例应用,所提方法计算得到的10N推力器点火温度理论值与实测值最大仅差2.72℃,证明所提方法预测精度较高,对于及时发现10N推力器点火异常、保证卫星轨道或者姿态控制的成功具有重要作用。     

基于神经网络的表面热流辨识三维效应修正

在已有顺序函数法对一维、二维表面热流辨识的研究基础上,考虑到三维辨识实时性的困难,提出神经网络和顺序函数法结合的方法。在顺序函数法一维辨识结果的基础上,利用人工神经网络对热传导三维效应进行修正,从而获得峰值热流实时准确的辨识结果。为了获得更优的神经网络模型,引入粒子群算法优化神经网络的初始权值和阈值。通过数值仿真的算例测试结果可以看出,本文提出的方法对于峰值热流的辨识结果准确度在4%以内,避免了三维辨识的时间复杂性,同时具有良好的抗噪性和稳定性。     

宽体客机高速风洞试验数据修正方法

宽体客机航程远、巡航马赫数高,其气动设计对风洞试验数据精准度要求很高。通过完善中国空气动力研究与发展中心FL-26风洞试验数据修正技术和设备,对宽体客机高速风洞测力试验数据进行支撑/洞壁干扰、模型变形及流场畸变等系统修正,获取干净、可靠的风洞试验基准数据,为开展雷诺数、静气动弹性和动力影响等相关性修正奠定基础。研究表明：支撑干扰试验时,尾腔压力分布测量位置和假支杆长度伸入模型尾腔50 mm即可获得可靠的支撑干扰试验结果;在试验包线范围内,洞壁干扰对宽体客机模型升力、阻力和俯仰力矩系数影响较小;试验模型变形对宽体客机气动特性影响较为明显,马赫数0.85时模型变形后的升力线斜率减小0.005左右,焦点前移0.021 b_A,需进行相关修正。