考虑喷流效应的机载导弹发射及气动干扰数值模拟

研究比较了机载导弹发射时是否考虑导弹尾喷流情况下导弹运动特性及机-弹气动干扰影响.通过动态结构嵌套网格技术实现了导弹运动的模拟,结合刚体六自由度运动方程求解三维非定常Euler方程得到流场信息.导弹推力由发动机燃烧室喷流计算得到;当不考虑喷流效应时,推力通过直接在导弹尾部给定非定常作用力实现.应用此方法模拟了基于类"全...     

气膜内冷通道高度对气膜孔流量系数的影响

以一种基于旋流增益的强化换热技术为研究对象,对狭小受限的气膜孔内冷通道中气膜孔的流量系数开展了试验研究.试验中通过改变气膜孔雷诺数Re(4800～26000)、吹风比M(0.36～2.74)、无量纲冷却通道高度h/d(0.33～2.0)等参数,研究了狭小空间的几何结构、流动参数等对单排气膜孔平均流量系数Cd的影响,并得...     

可重复使用飞行器陶瓷瓦热防护系统尺寸优化分析

针对可重复使用飞行器陶瓷瓦热防护系统再入过程中防热和承载问题,结合有限元软件ANSYS建立热分析模型和结构模型,模拟再入过程中陶瓷瓦热防护系统防热和承载作用,预测内部瞬态温度响应。然后利用热模型和结构模型以及ANSYS软件优化模块对陶瓷瓦热防护系统尺寸进行优化,并且对比考虑内部热损耗和不考虑内部热损耗两种情况下的优化结...     

弹道学在运载火箭总体设计中的实践与展望

简要介绍了运载火箭弹道学的主要研究内容,从弹道设计的基本方法出发,着重分析了弹道设计对于运载火箭总体设计的重要影响。在回顾我国运载火箭弹道学发展历史的同时,对我国运载火箭弹道学的特点进行了系统总结。最后结合后续我国运载火箭发展的技术需求,对弹道学的未来发展进行展望,提出了若干重点研究方向。     

利用地月间空间站的载人登月飞行模式分析

为提高空间站利用率,降低载人登月任务成本,有效开发地月空间,研究了基于地月空间不同轨道空间站的载人登月飞行模式。首先对比直接往返登月飞行模式,对基于空间站的载人登月飞行模式进行任务分析,通过空间站将载人登月任务解耦为载人天地往返任务和登月任务两部分;其次通过轨道设计和稳定性分析提出考虑登月任务需求的地月间空间站可运行轨道和停泊点;最后建立一套飞行模式评价模型,从速度增量需求、飞行时间、空间环境、登月任务窗口、测控条件、交会对接技术难度、后续任务支持性和任务可靠性方面对6种不同位置空间站的登月飞行模式进行分析和定量评价。评价结果表明基于L2点Halo轨道空间站的载人登月飞行模式为更优飞行模式。     

大型空间环境模拟器热沉气氮调温系统设计与实现

文章结合某型号航天器对调温热沉试验需求,对国内外气氮调温系统进行分析调研,对某空间环境模拟器进行了气氮调温系统流程设计,对影响系统的关键参数如气氮流量、液氮体积流量及有关供气供热管径等进行分析研究和设计实施,并进行了系统调试。调试结果表明,热沉温度均匀性达到±5℃,升/降温速率均达到或超过1℃/min,满足相应的型号试验要求。     

再入飞行器自适应最优姿态控制

针对再入飞行器姿态控制问题,应用自适应动态规划（ADP）理论设计了姿态控制器。将再入飞行器的姿态控制建模为非线性系统的最优控制问题,提出单网络积分型强化学习（SNIRL）算法进行求解,该算法简化了积分型强化学习（IRL）算法在迭代计算中的执行-评价双网络结构,只需要采用评价网络估计值函数就可以求得最优控制律,其收敛性得到了理论证明。基于SNIRL算法设计了自适应最优控制器,并证明了闭环系统的稳定性。通过数值仿真校验了SNIRL算法比IRL算法计算效率更高,收敛速度更快,并校验了自适应最优姿态控制器的有效性 。     

类X-37B升力体再入飞行通信特性中断研究

针对再入非平衡等离子流场的数值仿真方法及等离子体鞘套对不同波段电磁波传输特性的预测开展研究。首先,利用某工程钝头体飞行器再入实测通信飞行测量数据,初步校验数值仿真等离子体特性和通信特性方法的正确性;其次,在典型弹道下针对升力体再入飞行器开展等离子体鞘套数值仿真,分别给出S波段、Ka波段与K波段电磁波衰减特性,研究指出结合当前国内中继星体制情况采用高频段电磁波Ka波段或K波段中继通信方式是解决通信黑障的技术途径之一;最后,研究了电磁波数衰减受传播方向角和攻角的影响规律。研究结果可为发展解决我国再入飞行器通信黑障的设计方案提供参考。     

面向下一代运载火箭的综合电子系统集成技术

介绍了面向下一代运载火箭分布式模块化电子系统(DIMA)的集成技术及系统架构。针对下一代运载火箭复杂电子系统的特点,按照系统集成的路线,对系统设计目标、系统功能需求分析、系统抽象机制、系统综合技术等多方面进行论述。首先,根据电气系统功能获得系统需求,采用功能抽象和层次抽象定义系统抽象模型,提取出高内聚低耦合的原子功能模块,并对模块的属性、交换关系、时序约束关系等进行定义;然后采用可视化表征方法对系统进行深入分析,利用系统综合技术实现了从系统功能到硬件资源的映射,从而给出了集成控制单元和模块的种类;随后采用分时分区的设计理念对系统节点分区划分方案及容错架构进行了定义,并对分区操作系统的调度模型和交换式的数据交互网络进行了论述,最终给出了系统软硬件架构。     

高空飞行环境中液体运载火箭底部热环境研究

采用数值模拟和飞行测试验证相结合的方法对液体运载火箭高空对流/辐射耦合换热问题开展系统深入研究。基于燃气多组分输运Navier-Stokes方程、热辐射方程、Realizable k-ε两方程湍流模型,建立了高空含自由流的运载火箭燃气喷流流动模型。辐射模型采用离散坐标法(DOM),空间离散采用二阶迎风TVD格式,对多个典型飞行高度火箭底部热流进行大型并行计算,将数值结果与试验数据进行广泛对比,验证了计算模型的精度和有效性。数值研究表明,火箭底部辐射热流在刚起飞阶段达到最大值,随着飞行高度上升,辐射热流逐渐降低,火箭底部对流热流表现为先升高后降低的趋势,并在20 km高空达到峰值。本文的预测分析方法对液体运载火箭底部热防护设计具有重要的理论意义和工程应用价值。