序列凸优化的小天体附着轨迹优化

针对小天体附着多约束轨迹优化问题,提出一种基于序列凸优化的轨迹优化方法。首先采用内球谐引力场模型对目标小天体附近的不规则引力场进行精确建模,内球谐引力场模型是对经典球谐系数法的改进,形式简单,计算量小,并且克服了经典球谐系数模型在形状不规则的小天体附近不收敛的问题。对于小天体附着多约束轨迹优化问题,通过约束松弛、线性化、离散化过程,转化为一个可以迭代求解的二阶锥规划问题（SOCP）,进而采用内点法进行解算。数学仿真结果显示,优化结果符合各项约束条件,以零速度到达了目标着陆点,且符合燃耗最优的优化目标。利用序列凸优化算法进行小天体附着燃耗最优轨迹设计,推导简便,计算速度快,精度高,具有应用价值。     

双级轴向旋流杯气量比对雾化性能影响的试验

为探索小状态下改善雾化性能的途径,从调节旋流杯气量分配的角度出发,对不同一、二级气量比的双级轴向旋流杯开展了试验研究,获得了气量比对液滴平均直径、液滴尺寸分布指数以及喷雾锥角的影响规律。试验结果表明:气量比的增大不仅降低液滴平均直径,而且使得旋流杯在较宽的供油压差范围内都具有良好的雾化品质,可实现小状态下雾化性能的改善。旋流杯喷雾锥角随气量比的增大而增大,随供油压差的增大而增大并逐渐趋于稳定。旋流杯总气量恒定时,气量比接近1时的综合雾化性能最佳。      

面向降落伞高空开伞的充气式钝锥阻力体气动构型仿真研究

针对钝锥阻力体航天器降落伞高空开伞试验采用低成本小直径火箭外形包络受限问题,提出在箭体上安装柔性充气环和充气裙锥两种变构型方案,用于模拟降落伞开伞过程真实流场环境。采用三维雷诺时均N-S（Reynolds Averaged Navier-Stokes, RANS）方程方法分别对某钝锥构型返回舱、某小型火箭以及火箭尾部加装充气环和充气锥裙4种构型进行流场数值模拟,并对比各种构型的尾流流场特征。计算结果表明,箭体上加装充气环和充气裙锥都可从一定程度上改善尾流特性;相比之下,采用充气裙锥方案更接近返回舱真实尾流流场。     

预制体结构对C/C喷管出口锥材料力学性能的影响

设计了3种用于制备喷管用C/C出口锥材料的炭纤维增强预制体,即炭布铺层骨架(P型预制体)、炭布叠层原位针刺骨架(N型预制体)、炭纤维整体编织骨架(B型预制体),并对比研究了预制体结构对C/C出口锥材料力学性能的影响。结果表明,对同密度水平的C/C出口锥,用P型预制体制备的C/C材料的层剪强度最低,N型预制体制备的材料的层剪强度最高,B型预制体制备的材料的层剪强度居中。3种预制体制备的C/C材料的高温弯曲性能差别不大,N型预制体结构更适合于C/C出口锥材料的制备成型。     

高超声速飞行器鼻锥迎风凹腔结构防热效能研究

对高超声速飞行器鼻锥使用迎风凹腔结构作为热防护系统时,凹腔结构的防热效能进行了数值研究。通过与相关实验对比,验证了本文数值方法的可靠性,获得了鼻锥的流场参数,外表面、凹腔内壁面的热流分布,分析了不同的凹腔尺寸参数选择对鼻锥冷却效果的影响。结果表明迎风凹腔结构能够有效的对高超声速飞行器的鼻锥尤其是驻点区域进行冷却,凹腔越深,其冷却效果越好。鼻锥气动加热的最大热流并不在尖锐唇缘的顶点,而是位于凹腔内的侧壁面上,凹腔的深度(L)变化对最大热流的出现位置影响很小。除非凹腔很浅(L/D<0.5),凹腔底面的热流值都非常小,基本可以忽略。     

同心筒发射过程燃气射流冲击效应研究

为研究导弹发射过程中燃气射流对同心筒和弹体的热冲击和动力冲击效应,基于欧拉-拉格朗日方法,使用域动分层动网格方法,对同心筒发射过程含Al2O3颗粒的气-固两相流场进行了数值计算,得到了发射过程中流场的温度和压强分布情况,计算结果与试验数据的相对误差在允许范围内,表明文中所用计算模型是可靠的.发射过程中燃气射流对后盖的冲...     

基于二阶锥优化的复系数FIR滤波器设计

针对设计具有任意幅相响应的复系数FIR滤波器的工程问题,采用二阶锥优化算法计算出合适的复系数FIR滤波器系数。常规FIR滤波器具有良好的线性相位特性,但在某些场合中FIR滤波器的相位有特殊要求,因此复系数FIR滤波器具有广大应用场景。构建合适的最小l1范数优化准则,将设计任意幅相响应的复系数FIR滤波器问题转化为二阶锥优化形式,最后利用CVX工具箱计算复FIR滤波器系数。该方法简单实用,设计出的FIR滤波器与期望响应非常接近,大量实例设计实验证明该算法有效而可靠。     

雾化锥角对喷雾在横流中蒸发掺混的影响

通过数值模拟方法研究了雾化锥角对蒸发的喷雾液滴群在横流气体中掺混特性的影响,寻求强化掺混和提高温降效果的雾化锥角。提出了评价掺混水平的方法,在与实验吻合的基础上,获得了40°、60°、80°、90°和100°雾化锥角下气相温度的概率分布函数规律、流场结构和两相掺混度曲线。结果表明,随雾化锥角增大,温降效果提高,而掺混度先增大,雾化锥角90°时达到最大值,继续增大雾化锥角,掺混度降低;小雾化锥角时产生对称多涡对结构,在一定区域内促进掺混,而较大雾化锥角时产生混乱的多尺度涡结构,有利于整个掺混截面的温度均匀分布;综合考虑掺混度和温降效果,90°～100°为优化喷雾雾化角。     

基于Kriging代理模型的锥柱形膜片屈曲载荷计算

基于Kriging代理模型,建立了一种考虑膜片半径与厚度、锥段高度与角度等典型结构特征的计算屈曲载荷的工程方法,并选取典型样本点对模型进行了数值验证.结果表明:基于Cubic相关函数建立的Kriging代理模型预测未知样本点屈曲载荷误差控制在5%以内,较常用的Gauss相关函数更适合建立锥柱形膜片屈曲载荷的Kriging代理模型;此代理模型能准确计算未知样本点的屈曲载荷,减少了繁杂的有限元建模与计算过程;根据设定的屈曲载荷,代理模型可计算各典型特征的参数值,并可作为锥柱形膜片结构优化设计的约束函数或目标函数.      

带中心锥航空发动机腔体电磁散射特性数值研究

为了研究中心锥顶角和电磁波入射方位改变对航空发动机腔体的电磁散射特性的影响,采用物理光学(PO)法和等效棱边电磁流(EEC)法,对带中心锥发动机腔体在C波段入射频率f=6 GHz下进行电磁散射计算。计算结果表明:在水平极化下入射角为4°~28°范围内,中心锥顶角30°的发动机腔体的雷达散射截面(RCS)值较小;由等效电流图上得到特定角度下发动机腔体散射强弱分布,为发动机腔体关键散射区域采取隐身措施以提高隐身性能提供参考。