吸气式高超声速飞行器冷态测力试验支撑校正

吸气式高超声速飞行器整体外形与推进系统性能高度耦合,在风洞测力试验中,支撑机构不可避免会对其气动特性产生影响。针对该类飞行器冷态气动力试验中存在的支撑干扰问题,以基于乘波前体的机体/发动机一体化飞行器为研究对象开展试验和计算研究,对比了尾支撑、背支撑和背支撑+虚拟尾支撑3种风洞支撑机构对飞行器主要气动力参数的影响,并通过比较不同支撑方式的测量结果对气动力进行了校正。试验在来流马赫数4和6两个工况下进行。结果表明:相对于背支撑,尾支撑对飞行器气动力参数的影响较小,更适合作为吸气式高超声速飞行器冷态测力试验的支撑机构;结合背支撑和背支撑+虚拟尾支撑的方式,可以有效地对尾支撑测量结果进行校正,提供更为精准的气动力试验数据。     

基于热仿真的泵压式多次起动发动机热控设计

某上面级主发动机采用常温可贮存液体推进剂,采用泵压式供应方案,依靠起动箱式多次起动系统使发动机具备多次起动工作能力,在轨工作2天。为使发动机温度环境满足工作要求,对发动机进行了热控设计,热控方案采用被动热控措施为主、主动电加热措施为辅以及起动前排放的综合措施。发动机热控设计基于热网络仿真分析法,通过建立整机热分析模型预示发动机任务剖面温度变化,为发动机提供合理的热控设计方案。     

复合材料J型加筋壁板制造技术研究

对J型加筋壁板共胶接技术在实际应用中所存在的主要问题进行了研究,着重介绍了R区芯材精确填充、筋条外型模成型、框架式插销垂直定位、共胶接真空袋封装等关键技术的研究情况,并对相关技术的应用进行了深入分析。研究结果表明,在精确计算的基础上,设计制造专用成型模具可实现R区填充芯材的精确制备,有利于提高加筋壁板胶接质量;选用筋条外型模成型工艺,并设计采用框架式插销垂直定位装置,可有效解决J型筋的表面成型质量、筋条尺寸精度、位置精度等问题;使用已硫化橡胶作为维形挡条、制备合适的内型面软模、优化辅助材料铺放方法,可减少表面质量问题,降低架桥、破袋风险。在应用了上述一系列制造技术后,成功制造了满足使用要求的J型加筋壁板复材零件,并初步实现该类型零件的批量化生产。     

临近空间高超声速目标滑跃式轨迹Sine-AIMM跟踪算法

针对单一的Sine模型算法无法与临近空间高超声速目标滑跃式轨迹准确匹配,现有的交互多模型(IMM)算法跟踪效果也不够理想的问题,提出一种基于多重贝叶斯准则的自适应交互式多Sine模型(Sine-AIMM)临近空间高超声速滑跃式目标跟踪算法.算法采用多个Sine模型对滑跃式轨迹进行匹配,并利用多重贝叶斯准则在线调整各模型...     

无筒空射运载火箭重力出舱机箭耦合动力学

研究了以运输机为平台的内装式空射运载火箭重力出舱载机-火箭两体动力学。根据火箭受力条件和相对运动自由度,将其出舱运动顺次分为5个阶段。给出了各阶段过渡的力学条件,基于牛顿-欧拉法分别建立了前4个阶段的机-箭两体动力学模型。定义了火箭出舱过程可能发生危险的多种异常情况,给出了发生异常的力学或几何条件。然后对火箭出舱全程作了数值仿真。若发射初始条件合理,仿真将顺次经历前4个或3个正常阶段,直至火箭离舱。如果异常情况的条件满足,火箭出舱将发生危险,仿真失去意义,故中止,需要调整发射初始条件后进一步仿真验证。本文给出的系统动力学模型和仿真数据可为工程部门设计空射型火箭的本体参数,以及设置空射初始条件提供参考。     

潜入式喷管喉衬界面间隙优化设计

为了解决固体火箭发动机潜入式喷管喉衬在热载荷与内压联合作用下界面间隙优化问题,数值模拟方法求解了喷管热结构响应.采用流体仿真软件,计算了潜入式喷管流动过程的稳态流场,获取了高温燃气流动参数与固体壁面对流换热系数.并采用三维有限元结构计算平台,编写了非均布壁面压力载荷与非均布对流换热系数子程序,求解了喉衬前后搭接界面间隙...     

地铁站台人员疏散时间计算分析

依据《地铁设计规范》(GB 50157-2003)和《有轨列车和乘客轨道系统标准》(NFPA130-2007)以及性能化消防设计中人员疏散时间确定的准则,以某中庭式地铁车站站台人员疏散问题为例,分别按照规范和数值模拟两种方式对人员疏散时间进行了计算.对比分析不同规范、不同疏散模拟软件计算结果,讨论了性能化设计方法中采用疏散模拟软件计算RSET(疏散所需时间)的安全性;定量分析了该地铁车站楼梯设计的安全裕量以及紧急情况下应用自动扶梯实施人员疏散的必要性;研究结果可以为其他地铁车站的性能化设计提供参考.     

一种基于多霍尔的磁悬浮反作用飞轮速率模式控制方法

针对磁悬浮反作用飞轮速率模式高精度驱动控制问题,采用27个开关式Hall位置传感器,提出基于常增益卡尔曼滤波转速估计算法的转速测量方法,有效提高了飞轮转速控制精度。实验结果表明,低转速时,与12个Hall位置传感器测速方法相比较,力矩输出精度提高了一个量级,达到3×10-4N.m。     

大航向角误差情况下飞行中对准研究

为了解决飞行器在大航向角误差的情况下进行飞行中对准的难题,将一种线性大航向角误差模型应用于飞行器飞行中对准的过程.详细推导了线性大航向角误差模型,设计了飞行器在大航向角误差情况下进行飞行中对准的卡尔曼滤波模型,并进行了数字仿真.仿真结果表明,线性大航向角误差模型应用于飞行器飞行中对准,能够很好地解决飞行器在大航向角误差情况下进行对准的难点,并给出了适合于大航向角误差模型的机动方式.最后,提出了线性大航向角误差模型在工程应用中的几点建议