面向集中力扩散的回转曲面加筋拓扑优化方法

为了提高航天器回转曲面加筋型连接结构的集中力扩散效率,需要开展回转曲面加筋集中力扩散结构设计。传统放射肋设计方法普遍依赖设计经验、难以满足集中力高效扩散需求。因此,提出一种面向集中力扩散的回转曲面加筋拓扑优化方法。第1步,建立了一种基于各向异性过滤技术的集中力扩散拓扑优化方法,保证拓扑优化结果满足回转曲面加筋制造工艺要求;第2步,提出了一种基于网格变形技术的拓扑优化结果智能重构方法,可高效准确地对回转曲面加筋拓扑优化结果进行模型自动重构。基于所提出方法,以卫星平台对接环这种典型的回转曲面加筋壳为对象开展算例研究,并将优化结果与传统放射肋设计结果进行对比。结果表明,所提出的优化方法可得到加筋构型清晰、满足回转曲面加筋制造工艺要求的优化结果,且具有集中力扩散效率高、网格质量依赖性低、拓扑特征重构高效等优点。     

重复使用运载器制导与控制技术综述

本文对重复使用运载器制导与控制技术进行综述。随着航天技术的发展,对航天运载器重复使用的需求也日益剧增,具备可复用的天地往返运输能力也一直是航天工业追求的重要目标之一,而制导与控制将发挥重要的作用。首先回顾了全球范围内重复使用运载器的研究进展,随后从不同的维度对其发展途径进行分类和分析,并从垂直起飞垂直着陆（VTVL）、垂直起飞水平着陆（VTHL）、水平起飞水平着陆（HTHL）等3个方面对制导与控制的需求进行了梳理。针对不同的起降模式,详细构建了完整的制导与控制模型、约束与目标函数,从而对比在不同场景下制导与控制的特点和挑战。在此基础上,对在VTVL、VTHL、HTHL 3种工作方式下制导与控制理论研究与工程实践中所取得的研究成果进行分析,并对各种方法的特点进行了论述和比对。最后对本领域当前亟待突破的技术难点和发展趋势进行了讨论,并对推动重复使用运载器应用的重点研究方向进行了归纳和展望。     

带背鳍细长平板三角翼脱体涡的实验研究

对后掠角为82.5°具有尖削前缘的细长平板三角翼以及加上背鳍高度分别为hL/s=0.3和hL/s=0.6的机翼组合体在低速风洞进行了大迎角六分力天平测力实验.实验迎角范围为12°~32°,来流速度为25m/s和35m/s.实验结果表明:对单独三角翼,在翼面产生的脱体涡破裂前,其涡流场随着迎角的增大始终是对称且稳定的;增加不同高度的背鳍后,当迎角大到一定程度后,涡流场开始变得不对称和不稳定.背鳍高度不同,流场开始出现不对称时的迎角也不同,在所研究的背鳍高度范围内,背鳍越高,测量得到流场出现不对称时的迎角越小,表明增加低高度的背鳍对细长平板三角翼的背涡流场的稳定有着扰动和破坏作用.实验结果部分证明了文献[1]中的稳定性理论的有效性,同时初步研究了涡失稳后的发展情况.     

用电磁体积力的翼型绕流控制实验研究

研究了电磁体积力控制弱电解质溶液流动边界层的基本原理以及分析了翼型电磁激活板的绕流实验结果.电磁体积力控制弱电解质溶液流动边界层是磁场和电流相互作用产生电磁体积力作用在流体上的结果.实验结果表明:电磁力作用改变了翼型表面的流体边界层的结构,其作用与改变翼型的迎角类似.加正向电磁力,相当于减小翼型的迎角,可以抑制流动分离,消除涡街;而反向电磁力则相当于增大迎角,在翼型的背风面产生大尺度的流动分离,流场中出现复杂的旋涡结构.     

三角翼大幅度俯仰运动非定常洞壁干扰实验研究

在 3m低速风洞中用两个后掠角均为 70°的大小三角翼模型进行过失速非定常运动模拟 ,两个模型外形几何相似 ,根弦比为 1∶ 2 .1 2 5。在模型运动过程中测量模型的非定常气动力和风洞洞壁上的非定常壁压。研究大小模型对非定常气动力和非定常壁压特性的影响以及模型运动的缩减频率效应和雷诺数效应。结果表明 ,非定常壁压与非定常气动力一样具有迟滞特性 ,模型越大 ,迟滞环越大。     

子弹干扰测力天平的研制

为了获得母弹模型的头部激波对子弹模型的干扰特性,在φ0．5m高超声速风洞进行了子母弹干扰测力试验技术的研究。在试验中,采用现有的φ20内式六分量天平测量母弹的气动力,采用专门研制的φ14内式六分量子弹干扰测力天平测量子弹的气动力。试验结果表明：专门研制的子弹干扰测力天平温度效应小、性能稳定、测值可靠,很好地满足了风洞试验的需要。     

两种提高钻床加工精度和效率的配件装置设计

设计了立式钻床用的两种钻床配件装置：一是可调式二轴头架，可同时钻削两孔，且钻削主轴的轴距可调．应用范围广、效率高。二是孔距定位装置，不需要钻孔模具可一次装夹钻削均匀周布的多孔零件，在不损伤钻床的前提下扩大了钻床的应用范围。提高了加工精度。     

基于符号计算的风洞试验测量不确定度评估

基于符号计算进行风洞试验测量不确定度分析可以实现实验数据处理公式及误差灵敏度系数的自动推导 ,采用该方法对ZSDD 1导弹标模风洞试验结果进行了定量的试验不确定度评估 ,计算得到的气动力系数精度极限与重复性试验得出的试验精度吻合良好 ,气动力系数偏离极限计算值通常是其精度极限的 3～ 4倍 ,其不确定度大约是其精度极限的 4倍。笔者所述分析方法和分析程序为定量评估风洞试验数据的可靠性提供了一种有效手段。     

导弹发射装置的总体设计方法

Anew method in system design of ejecting devices of missiles is first presented.Some important points are dis-cussed,which guid the research and development of new ejecting devices of missileg,amd provid the foundation flr thw design of mew ejecting device is provided.The system design includes the distribution of techmology specifica-tion,3-D solid modeling of ejecting devices of missiles im-ported from abroad,the design of pmeumatic device sys-tem,the design of ejecting mechanism system,the predic-tion of reliability and the experimental analysis,etc.     

导弹发射装置的总体设计方法(英文)

提出了一套新型导弹发射装置的总体设计方法 ,对其中的重要问题加以讨论并指导新型导弹发射装置的研制 ,为新型导弹发射装置的设计提供依据。导弹发射装置总体设计涉及的内容包括 :导弹发射装置技术指标的分配 ,国外引进的导弹发射装置的实体建模、气压传动装置的设计、弹射机构装置的设计、导弹发射装置的可靠性预测及导弹发射装置的实验研究。本文将就这几个问题展开深入研究。