弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性研究

为研究内转式进气道前体压缩激波与机体边界层之间的弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰现象,对矩形捕获型线、直母线圆锥基准流场生成的内转式进气道压缩型面进行简化,并利用数值仿真方法对简化模型进行计算,分析并对比了非耦合和耦合情况下弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性.结果表明:非耦合模型所形成的分离区呈弯刀形,分离区...     

全球卫星导航系统兼容性分析方法研究

根据全球卫星导航系统信号捕获、载波跟踪和数据解调的原理,优化了等效载波功率与噪声密度比模型。针对有多普勒频率时的情况,提出了C/A码自干扰时的捕获-频谱隔离系数。结果显示,随着多普勒频率的变化,频谱隔离系数有着明显的变化。通过对仿真结果的分析,验证了模型的有效性,也为后续卫星导航信号的优化设计提供了支持。     

载荷—火箭分离导向机构参数设计及动力学分析

针对载荷—火箭分离中易碰撞以及载荷部姿态的问题,以多体系统动力学理论为基础,在ADAMS中建立了针对一种新型分离导向机构的载荷—火箭分离虚拟样机模型,分别就分离导向机构支柱刚度、高度、滚轮与载荷部之间预载对分离结果的影响进行了计算分析。结果表明：刚度与高度的取值越大,分离过程中的分离最小间隙就越大,越有利于火箭与载荷部的成功分离;预载主要影响载荷部的姿态。基于此结果,设计了一套分离导向机构的匹配参数,并结合姿态控制律,利用ADAMS与Simulink软件包进行联合仿真,校验了这套设计参数可以保证火箭与载荷部的正常分离,姿控系统可以纠正载荷部的姿态偏差。本文采用的研究方法以及所获得的结论对采用该形式分离导向装置的载荷—火箭分离问题具有普适性。     

基于激光测振仪分离装置测量方法研究

针对目前采用的高速摄像测量方法存在误差较大与操作困难问题,提出了一种基于激光测振仪的新型测量方法,可以有效提高分离装置试验测量精度,为后续分离装置机构精确设计奠定基础。     

一种涡卷弹簧分离螺母装置设计及仿真分析

航天器的连接与分离技术是航天运输系统中的关键技术,连接分离装置作为该技术领域的关键装置,一直是航天领域的重要研究内容。针对航天器连接与分离的要求,提出一种涡卷弹簧非火工分离螺母装置,并对装置进行结构设计。涡卷弹簧是装置的关键部分,直接影响涡卷弹簧分离螺母装置的承载和工作特性。对涡卷弹簧的张力和扭矩特性进行分析,并通过仿真分析研究涡卷弹簧分离螺母装置的工作特性。     

飞行器进入火星大气的流场预测

针对火星着陆探测器进入-下降-着陆过程的高超声速进入阶段, 利用三维并 行程序求解流体动力学Navier-Stokes方程与化学反应动力学模型, 分析火星 科学实验室进入火星大气时探测器周围的流场结构、化学非平衡效应影响和气 动特性变化规律. 结果表明, 对于完全气体模型, 来流的热力学性质参数选 取影响激波位置和强度. 在化学非平衡效应影响下, 探测器头部激波脱体距离 大幅减小, 驻点压力变化不大, 波后温度显著降低. CO₂在激波后大量分解, 消耗相当能量. 流线结构显示, 探测器尾迹流动中存在复杂的旋涡运动等流动 分离现象.     

皮卫星星箭分离动力学模拟及其灵敏度分析

皮卫星能源有限、姿控能力差等特点决定其对星箭分离初始姿态要求较高。在采用自主研发的皮卫星星箭分离机构的基础上,以多体动力学理论为基础,采用ADAMS软件建立了皮卫星及其星箭分离机构虚拟样机模型,分别就皮卫星质心偏离量、分离弹簧与舱门扭簧弹性系数对入轨初始姿态影响展开了分析。分析结果表明：质心偏心量对分离姿态影响最明显,分离弹簧与舱门扭簧弹性系数对其影响次之,合理配置分离弹簧与舱门扭簧弹性系数有利于卫星保持良好的姿态分离。在轨分离试验显示：分离时刻皮卫星滚动角速度、俯仰角速度、偏航角速度分别为-0.18（°）/s,-1.6（°）/s,0.95（°）/s,与在轨环境下仿真结果基本相符;入轨初始姿态能满足皮卫星的姿控要求,为其后续工作提供了保障。     

A new vibration mechanism of balancing machine for satellite-borne spinning rotors

The centrifugal force and overturning moment generated by satellite-borne rotating payload have a significant impact on the stability of on-orbit satellite attitude, which must be controlled to the qualified range. For the satellite-borne rotors＇ low working revs and large centroidal deviation and height, and that the horizontal vibration produced by centrifugal force is not of the same magnitude as the torsional vibration by overturning moment, the balancing machine＇s measurement accuracy is low. Analysis shows that the mixture of horizontal vibration and torsional vibration of the vibrational mechanism contribute mainly to the machine＇s performance, as well as the instability of vibration center position. A vibrational mechanism was put forward, in which the horizontal and torsional vibration get separated effectively by way of fixing the vibration center. From experimental results, the separation between the weak centrifugal force signal and the strong moment signal was realized, errors caused by unstable vibration center are avoided, and the balancing machine based on this vibration structure is able to meet the requirements of dynamic balancing for the satellite＇s rotating payloads in terms of accuracy and stability.     

平面叶栅中冷气射流三维分离的数值模拟

为了研究冷气射流对平面叶栅气动特性的影响 ,采用三阶精度Godunov格式和B L湍流模型求解三维N S方程 ,对冷气孔处于气冷涡轮叶栅的轴向位置为 5mm ,10mm ,4 3mm和 5 0mm ,喷射角度分别为 3 0°,60°,90° ,12 0°条件下进行了 16组方案计算。结果表明 ,叶片前缘冷气孔角度对流场底影响较小。越接近叶片尾缘 ,冷气孔角度对流场的影响越明显     

典型特征参数对大转折APU进气道飞行性能影响的数值研究

为了给一种迎风开门式的辅助动力系统（APU）进气系统设计提供参考,采用基于后缘线轮廓及面积变化规律的参数化设计方法,通过对唇边顺滑修型,可以与唇口的锯齿前缘配合形成斜向下的进口段,利用数值模拟研究了进口形状、前缘面曲率和喉道位置这三个特征参数对此类大转折APU进气道性能的影响。计算结果表明：APU进气道损失主要来自于分离损失,进口形状主要影响导流面转折程度和进气道内压力梯度变化,前缘面曲率影响了分离区的尺度和强度,其中,前缘面曲率对出口气动性能影响较大,在设计状态下,适当增大前缘面曲率可使得出口总压恢复系数增大0.81%。在后缘面曲率不变的情况下,通过合理安排进口形状、前缘面曲率和喉道位置,可有效推迟分离的发生,减弱分离区强度。另外,在正攻角和侧滑状态下也表现出相同的趋势。