不同重力条件下水平管内气液两相流流型及空隙率分布的数值模拟

基于VOF方法建立了不同重力条件下水平管内气液两相流动的三维非稳态数学模型并进行了数值求解, 研究了10^-4g₀, 0.17g₀, 0.38g₀, 1g₀ (g₀=9.8m·s^-2)四种重力条件下水平管内气液两流型及变化规律, 比较了不同重力条件下管内截面空隙率的分布和波动规律. 研究结果表明, 该模型能够正确预测不同重力条件下水平管内气液两相流的流型、截面空隙率和滑速比等重要参数; 同一气液两相表观速度工况下, 随着重力水平的升高, 气相更容易在水平管的上部积聚合并, 致使流型发生变化, 同时, 气液两相滑速比增大, 截面空隙率波动峰值的平均值下降, 波动频率降低; 而随着气液两相表观速度的增大, 两相混合工质内惯性力作用也随之增强, 这将削弱重力变化的影响.     

应用变速控制力矩陀螺的航天器姿态机动最优路径规划

针对应用变速控制力矩陀螺VSCMG为姿态控制执行机构的微小卫星,提出了一种姿态机动最优路径规划方法。从冗余金字塔构型VSCMGs系统的姿态机动任务和考虑VSCMGs系统故障失效的姿态机动任务两类问题出发,综合考虑VSCMG在实际工程应用中的各种约束条件(框架角约束、框架角速度约束、转子转速约束和奇异度量约束等)以及充分发挥VSCMG的力矩输出优势,采用Gauss伪谱法规划了相应性能指标最优的姿态机动最优路径。仿真结果表明设计的应用VSCMG的航天器姿态机动最优路径规划算法能够满足提出的约束条件和最优路径规划策略,可以顺利完成航天器姿态机动任务。而且相比于传统的VSCMGs系统操纵律,设计的算法具有更高的实用性和有效性。     

改善双轴发动机加速性的变喷管调节分析

基于发动机各部件特性,应用流动参数变化热容计算方法对某型双轴发动机加速过程进行了数值分析。发展了一种双层迭代方法,成功地模拟了变喷管喉道面积对发动机加速性的影响,并初步给出了改善发动机加速性的变喷管调节方案。     

On the selection of optimal global geopotential model for geoid modeling: A case study in Pakistan

A statistical comparison has been made between gravity field parameters derived from different global geopotential models (GGMs) and observed gravity anomalies, gravimetric geoid and GPS-Leveling data. The motivation behind this study is the selection of best possible global geopotential model that best matches statistically with the local observed data in Pakistan. This will facilitate in decreasing the load on observed data for the development of regional gravimetric geoid in remove-compute-restore technique when used in the Stokes’s integral for computation of the residual part. It is observed that combined geopotential models such as EGM96 and PGM200A, EIGEN-GL04C and EIGEN-CG03C reflect the better match in the total spectral range of gravity and GPS-Leveling data. Results of the precise local geoid model also indicate similar characteristics. A very-high-degree model “EGM2008” (degree/order 2160) exhibits relatively superior statistical fit with observed ground data in Pakistan region. For satellite-only models an increasing trend in the standard deviation can be seen with maximum of about ∼4 m in difference between GPS-Leveling and corresponding GGM’s geoid with increase in the order from 50 to 120 and then it decreases afterwards. However, for the EIGEN-CHAMP03SP, standard deviation saturates to a value of 3.4 m. This is an indication of contamination in the long to medium wavelength part, i.e. 50–100° for the satellite-only models. Moreover, the models DEOS-CHAMP-01C, GGM02C and then ITG-GRACE03 appear to have better fit for medium to long wavelength and can possibly be recommended for use as long wavelength part with the local observed data. While a hybrid geopotential model selection can be achieved through the selection from either of DEOS-CHAMP-01C, GGM02C, GGM02S, EIGEN-GRACE02S or ITG-GRACE03 in the long wavelength (to degree and order 40) and EGM96, PGM200A, EIGEN-GL04C, EIGEN-CG03C or even EGM2008 in medium to short wavelength, i.e. from degree 41 to maximum degree and order.     

微重力落塔试验技术及其应用（Ⅱ）

本文研究落塔试验技术中的３个重要问题。落舱的释放技术，落舱的回收和缓冲技术、试验的测量技术。讨论了有关的技术要求，给出了解决这些问题的若干技术途径及其特点，评价了不同技术途径的适用性。     

重力式自循环系统中热沉结构设计方法研究

文章对空间环境模拟器中的重力式自循环系统进行了介绍,分析系统的工作原理,明确了热沉管内流体的流动状态。对重力式自循环系统中的热沉结构设计方法进行研究,给出理论计算公式和热沉结构的设计流程。最后,根据确定的外流程输入条件,计算出热沉支管直径和支管热负荷随体积含气率的变化曲线,对重力式自循环系统的热沉结构设计提供了参考依据。     

Variable slip window technology in transition detection on pitching airfoil

In the pitching motion, the unsteady transition and relaminarization position plays an important role in the dynamic characteristics of the airfoil. In order to facilitate the computer to automatically and accurately calculate the position of the transition and relaminarization, a Variable Slip Window Technology(VSWT) suitable for airfoil dynamic data processing was developed using the S809 airfoil experimental data in this paper and two calculation strategies, i.e., global strategy and single p...     

飞航导弹变结构过载控制方案研究

对飞航导弹的变结构过载控制进行了研究,提出了以过载、角加速度和角速度构造滑模面的工程易实现的方案。同时,应用根轨迹方法,进行了控制参数的优化设计。最后,针对两类典型飞航导弹模型,将"过载 角加速度 角速度"方案与"过载 角加速度"方案进行仿真比较。结果表明"过载 角加速度 角速度"方案适用范围更广、控制效果更好。     

应用变速控制力矩陀螺的微小卫星大角度姿态机动控制

研究了变速控制力矩陀螺(VSCMG)作为执行机构的微小卫星多目标快速姿态机动的控制问题.控制力矩陀螺(CMG)可以在不增加功耗、质量和体积的条件下为微小卫星提供独特的控制力矩、角动量和姿态机动能力,这有助于微小卫星变得更加机动灵活.首先建立了以变速控制力矩为执行机构的航天器姿态动力学模型,采用修正Rodrigues参数描述姿态.在考虑执行机构饱和、机动速率限制、控制带宽限制等情况下,设计了基于Lyapunov理论的非线性姿态反馈控制器.以采用VSCMG为执行机构的某微小卫星为例进行了数值仿真,结果表明卫星在机动中达到了快速和稳定的要求,提出的非线性姿态反馈控制器有很好的鲁棒性和有效性.     

一种适用于光纤捷联罗经寻北的新算法

舰船的摇摆使陀螺仪无法测出地球自转角速度(Ω),进而光纤捷联罗经系统无法根据陀螺仪和加速度计的输出直接计算出载体航向.针对这一问题,提出了一种寻北新算法.该算法以"固定"的参考系--惯性坐标系为参考基准,建立了过渡惯性坐标系和初始时刻捷联惯组惯性坐标系,利用加速度计敏感重力加速度在惯性坐标系中的投影计算出Ω的空间指向,得到地理真北.光纤捷联罗经系统寻北算法的实现分解为3个步骤:建立初始时刻捷联惯组惯性坐标系,利用加速度计获得稳定的水平坐标系;根据捷联惯组坐标系与初始时刻捷联惯组惯性坐标系的转换,将加速度计信息投影到初始时刻捷联惯组惯性坐标系,采用空间圆拟合法求出Ω的空间指向;将平行于Ω的矢量向水平面投影得到地理真北.仿真结果表明:载体晃动环境下的寻北精度达到了0.23°(1σ) .