关于HEO空间飞行体的轨道寿命问题

低轨地球卫星的轨道寿命主要取决于大气的耗散作用,其轨道在不断变小(即高度降低)变圆的状态下进入地球稠密大气层中陨落.但HEO(Highly Eccentric Orbit)类型的空间飞行体的运行轨道是一个近地点高度很低,远地点高度却很高的大偏心率椭圆轨道,其轨道寿命主要由第三体(日、月)引力摄动所决定,而且还与其轨道的初始状态有密切关系,特别是慢变量Ω(轨道升交点经度)和ω(轨道近地点幅角),决定了偏心率e的长周期变化状态,从而制约了HEO类型空间飞行体的轨道寿命.本文将根据地球卫星轨道变化规律进行理论分析,阐明这一力学机制,并给出相应的数值验证.      

众眼看宇宙

没想到恒星世界里竟然也有着你死我活的争斗!在NGC2174中,已经诞生的大质量恒星就是在竞争中破茧成功的幸运星,而它们辐射的高能光子与星风,却驱散了它们的孕育区     

PIV技术在前体非对称涡结构研究中的应用

介绍了北航D4风洞PIV系统的布置及具体实验方案,在此基础上实现了PIV技术在前体非对称涡流动结构研究中的应用.在迎角50°、Re=0.14×10~6~0.55×10~6时,对旋成体X/D=2和3.35截面流动结构进行研究.结果表明,随着Re数的增加截面上流动结构存在从非对称二涡向三涡发展的趋势;在亚临界区,旋涡对非对称压力分布的影响起主要作用;在临界起始发展区及临界区,边界层流动状态及其分离形态对非对称压力分布的影响起主要作用;前体非对称涡沿轴向由二涡向三涡的发展状态在临界起始发展区比亚临界区将向更上游的位置发生.     

大尺寸空间测量方法的实施及应用

对飞机大部件对接过程中应用的3类测量设备进行详述,比较各自的优缺点、精度和应用等。以大客研制过程中的大尺寸模拟件对接为例,阐述大部件自动对接测量方案是如何实施的,最后探讨在飞机大部件对接过程中测量方法和设备的选用,给出一些参考方案及建议以满足实际应用需求。     

低背鳍对细长平板三角翼分离涡稳定性影响的研究

对细长锥体分离涡稳定性判据进行了介绍,并应用该判据对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍组合体分离涡流场的稳定性进行了分析.为了验证理论分析的有效性,并观察气动力随迎角的变化,根据理论分析模型设计了实验模型,并在低速风洞进行了六分量天平测力实验,三角翼后掠角为82.5°实验迎角范围12°~32°,侧滑角范围-10°~十10°,实验雷诺数1.66×106.实验结果表明:在翼面上发生旋涡破裂前,单独细长平板三角翼的横向力/力矩在实验迎角范围内始终为零;加了两个不同高度的背鳍后,在一定迎角下,三角翼的横向力/力矩变得不为零.理论分析结果和实验结果在定性上吻合得很好,初步验证了有关文献关于细长锥体分离涡的稳定性理论.     

利用SiO2欧泊制备高比表面积三维有序大孔碳

通过自组装的方法制备了面心立方结构的S iO2欧泊,并利用其为模板,分别采用“体积模板”与“表面模板”两条途径,合成了两类不同结构的三维有序大孔碳材料,分析了填充次数对产物形貌结构的影响。通过场发射扫描电子显微镜和氮气等温吸附-脱附分析对所合成的三维有序大孔碳进行了表征。结果表明:两种结构的碳材料都保持了欧泊的三维有序性,并且具有高的比表面积与孔容。这类材料在催化、分离、吸附以及电极等领域有着广阔的应用前景。     

不同相位壁面局部微振动诱导边界层大涡结构

以平板边界层Blasius解为基本流,利用直接数值模拟的方法求解三维不可压缩N-S方程,研究了边界层中不同初始相位壁面局部微振动诱导大涡结构的过程。计算结果表明:壁面扰动初始相位为0或π,大涡结构的初始扰动速度场完全相反,初始相位为0时,大涡结构演化时无论其扰动速度幅值、高低速条纹结构,流向涡量均随时间的增加而增长,壁面平均切应力明显大于平板边界层流动,近壁平均速度剖面变得饱满;初始相位为π时,诱导形成的大涡结构较弱。壁面局部微振动可诱导边界层内形成大涡结构,大涡结构演化特性与局部微振动初始相位密切相关。     

粘弹性约束阻尼在空间大口径反射镜上的应用研究

针对空间三点两脚架(Bipod)支撑大口径反射镜组件在发射阶段振动响应过大,容易导致结构强度破坏的问题,文章研究了利用粘弹性约束阻尼技术对其进行减振设计的方法。约束阻尼技术能够在不改变原有结构构型的前提下,有效降低结构的共振响应。首先,建立了反射镜组件的有限元模型,分析了反射镜组件模态应变能分布规律,确定了Bipod支撑结构的柔性环节为约束阻尼的铺敷位置。然后,通过有限元法分析比较了不同约束层材料以及约束层和阻尼层厚度对结构减振效果的影响,为粘弹性约束阻尼减振技术在大口径反射镜组件上的实际应用提供了参考。     

超声速大迎角条件下小展弦比弹翼压力分布计算研究

为计算超声速高M数及大迎角条件下小展弦比弹翼背风侧脱体涡消失后的压力分布 ,采用面元法及非线性压缩性修正方法 ,获得了与实验数据吻合较好的计算结果     

俯仰-滚转耦合两自由度大振幅非定常实验技术

主要介绍了一套用于３ｍ低速风洞的俯仰－滚转两自由度大振幅非定常实验系统。该系统由三大部分组成：俯仰－滚转两自由度的模型动态支撑机构;俯仰－滚转两自由度电控液压系统;数据采集与处理软件系统。该系统可以在风洞中真实模拟飞行器姿态变化,并测量其相应的六分量非定常气动力变化。为飞行器的飞行力学动态性能分析或飞行模拟器提供非定常气动力数据。另外,用三角翼在３ｍ风洞进行了多种运动状态的非定常气动力特性测量,结果真实地反映了大迎角与大滚转角时三角翼的非定常气动特性