基于蒙特卡罗方法的小卫星偏心分离动力学分析

对小卫星单星偏心分离动力学进行了研究。建立了基于多体动力学理论的偏心在轨分离模型,用ADAMS平台对小卫星分离过程动力学进行仿真,结果显示两者误差小于0.15%,验证了仿真模型的正确性。用Monte-Carlo法对分离动力学性能进行了优化,分析了不同因素对分离角速度和分离速度的敏感度,给出了三种优化方案。     

高超飞行器表面热效应地面模拟实验研究

文章深入分析高超飞行器与临近空间大气相互作用的基本物理过程,激波加热及粒子碰撞产生等离子体的物理机制,并利用磁热屏蔽效应在高超飞行器模拟器与高速定向流间建立磁化等离子体鞘层,大幅降低中性激波气体向飞行器的能流传递,从而为高超飞行器提供有效的热防护作用。通过两次比对实验验证了磁热屏蔽效应的有效性及工程实施的可行性,为今后研制高韧性、超轻质、可重复使用热防护复合材料提供了实验数据,奠定了技术基础。实验中利用层流等离子体源作为高能流密度热源是热防护实验装备上的创新,层流等离子体源能流截面大、能流密度高,可以针对高超飞行器表面热效应进行全尺寸的模拟实验。     

发展设计性实验 培养学生综合能力

本文阐述在实验教学中,发展设计性实验可提高学生独立分析问题与解决工程实际问题的综合能力,同时也为学生后续的毕业设计,顺利走上工作岗位奠定坚实的基础。     

虚拟现实技术在空间交会对接仿真中的应用

本文具体讨论近几年来在国际上迅速发展的虚拟现实技术在空间交会对接仿真中的应用。虚拟交会对接仿真器具有设备简单，投资少，逼真度高，功能全等特点，是一项值得在仿真中推广应用的技术。     

基于VRML的航天模拟训练系统

使用虚拟现实建模语言（VRML）建立一个航天地面设备仿真实验和导弹弹体虚拟装配的模拟训练系统，操作者可使用浏览器通过网络进行交互式的虚拟实验和弹体装配，实现航天工程中部分高成本，高代价的实物操作训练功能，该系统具有较好的真实效果，显示了虚拟现实技术在航天工程中的广阔应用前景。     

基于均匀试验设计的Whipple结构弹道极限方程数值仿真研究

均匀试验设计是一种部分因子试验设计方法,将该方法引入航天器Whipple结构超 高速撞击弹道极限问题研究。采用均匀试验设计方法设计少量的试验,即可代表整个变量空 间的特性。针对试验方案,采用数值模拟获得了弹丸极限穿透直径同撞击条件的关系。将本 文研究结果与已有的物理试验和Whipple结构弹道极限方程对比,结果表明采用本文的方法 获得的弹道极限方程具有较好的预测准确度。
     

航天器子结构模态综合法研究现状及进展

现代航天器结构十分复杂,无论采用计算方法还是试验方法进行分析都是十分艰难的。在这样的研制背景下,子结构模态综合法应运而生。系统地回顾和总结了三大类子结构模态综合法的发展历程和相应的改进,介绍了该方法在航天工程上的应用。采用该方法可极大地提高航天器型号的研制效率。提出了子结构模态综合法面临的问题。     

幂律型流体射流破碎建模和实验问题探讨

简要回顾了射流破碎研究的现状,讨论了幂律型流体射流破碎建模和实验的相关问题。射流破碎建模的关键在于依据流体的胶凝结构和组份物性,射流与环境气体之间的作用关系,提炼主要影响因素。射流破碎实验研究的关键在于高分辨率和高速成像技术等光学测试技术。建模和实验的主要作用在于揭示射流破碎的机理,分析相关因素的影响,为喷注器雾化研究提供参考,为燃烧室冷却设计提供依据。     

固冲发动机沉积数值模拟与试验研究

分析了液滴撞壁模型的发展概况,基于Mundo模型,分析了粘附、反弹、飞溅3种状态的固冲发动机沉积模型,并对发动机内沉积问题进行了数值模拟与试验研究.结果表明,发动机内沉积主要集中在补燃室头部、进气道下游、冲压喷管收敛段;颗粒粒径分布对沉积位置影响很大;由试验压强-时间曲线换算得到的冲压喷管喉部沉积速率与数值模拟结果基本相符.     

高室压脉冲推力器设计与实验研究

为了检验高室压脉冲推力器的设计并掌握液体N2O／酒精推进剂的点火燃烧规律,进行了实验研究。可移动喷注器的动密封采用O型圈结构,推进剂的流动通道既能保证充填时推进剂的流通,又能保证挤压时不会有回流。冷试结果表明密封效果良好。测定了系统的热试时序,实现了稳态条件下的点火燃烧,燃烧室压力为2．58MPa。由于液体N2O的饱和蒸汽压较高,容易蒸发,积存在燃烧室内的蒸气造成点火压力峰比较高。