固体推进剂二维绝热微尺度燃烧模型的数值研究

为实现固体微推力器工作过程的一体化模拟,基于Fluent计算软件的二次开发功能(UDF)和简化化学动力学模型,实现了固体推进剂的二维气-凝相绝热微尺度燃烧模型的建立,该模型针对固体微推力器所用双基推进剂,包含两步凝相反应和五步气相反应,燃速、推进剂表面温度和组分质量分数基于燃面物理特性计算得到,并考虑了粘性作用对气相和凝相反应的影响。针对0.5MPa,1.0MPa,2.0MPa和5.1MPa四种工况进行了计算,结果表明,高压工作环境下出现发光火焰区,且随表面压力增大而逐渐靠近壁面,凝相反应区厚度和嘶嘶区、暗区主要反应物在燃面的质量分数随推进剂表面压力增大而减小。对称面处推进剂燃速,推进剂表面温度和气相火焰结构与实验结果基本一致。由于壁面附近较高的粘性作用,气相火焰在壁面位置更加靠近推进剂燃面,并导致壁面位置推进剂燃速高于对称面位置。该模型实现了二维环境下考虑分步凝相反应的推进剂绝热燃烧模型的一体化计算,较好地拓展了原模型的应用范围。     

单转子轴流压气机涡动力学失稳机理研究

为了研究单转子轴流压气机的涡动力学失稳机理,采用基于Shear Stress Transport(SST)湍流模型的尺度自适应雷诺平均/大涡(RANS/LES)混合模拟的方法对低速单转子轴流压气机进行了非定常数值模拟。研究结果表明:在设计转速3kr/min条件下,叶顶泄漏涡、二次泄漏涡以及诱导涡破碎引起的叶顶区域的堵塞是触发单转子轴流压气机内部流动失稳的主要因素。压气机由近堵塞工况点向小流量工况点逼近的过程中,叶顶泄漏涡轨迹与轴向的夹角由70°增加到76°,二次泄漏涡起始点位置前移加速叶顶泄漏涡向转子前缘移动。近失速工况点叶顶泄漏涡的轴向动量与主流的轴向动量之间存在一种平衡,叶顶泄漏涡稳定在转子前缘。压气机进一步节流主流的轴向动量减小,对叶顶泄漏涡轴向动量的抑制能力减弱,叶顶泄漏涡的位置不再稳定,诱发尖脉冲型失速先兆。     

一种鲁棒的概率核主成分分析模型

大数据时代面临的数据维数越来越高,对数据降维处理越发显得重要。经典的主成分分析模型已被证明是一种有效的数据降维方法。但它在处理非线性、存在噪声和异常点的数据时存在效果较差的问题。对此,文章提出了一种鲁棒概率核主成分分析模型。该模型将核方法与基于高斯隐变量模型的极大似然框架相结合,用多元 t分布作为先验分布,以同时解决主成分分析在这 3个方面的弊端。提出混合鲁棒概率核主成分分析模型,使其可直接用于对混合的非线性数据进行降维和聚类分析。在不同数据集上进行的实验结果表明,与标准的混合概率核主成分分析模型相比,文中模型在数据聚类方面有更高的准确率。     

空间相机热平衡试验温度预测方法改进及应用

为实现对航天器热平衡试验平衡温度的预测,建立了热平衡温度预测的方程式,对影响预测结果的各参数进行了分析。首先,由节点网络法推导出平衡温度表达式,介绍了其基于非线性最小二乘法的求解过程,建立了平衡温度的迭代方程;其次,结合大量的试验数据,对影响迭代结果的3个因素进行了统计分析,并最终确定了各因素的合理取值范围;最后,利用温度预测程序对某空间相机热平衡试验中低温工况的平衡温度进行了预测,并与试验结束后的结果进行了对比。结果表明,预测温度与试验数据的误差为±1℃（在3%之内）,满足精度要求,对热平衡温度准确的预测有效的缩短了试验时间,节省试验费用。     

组合航天器转动惯量在轨两步辨识标定

在轨辨识转动惯量参数是主动航天器与非合作空间目标构成组合体后实现高精度姿态控制的重要前提,文章提出了一种两步在轨辨识组合航天器转动惯量参数的方法。第一步以航天器本体坐标系滚动轴转动惯量为基准将转动惯量矩阵归一化,得到特殊的转动惯量比矩阵,建立与其相关的姿态动力学模型,提出了基于扩展卡尔曼滤波的在轨辨识算法,基于星上陀螺角速率测量信息在100s左右辨识出所有转动惯量比参数,克服了由于模型简单导致转动惯量信息辨识不完整的缺点;第二步基于第一步辨识得到的转动惯量比参数,采用最小二乘算法辨识得到滚动轴转动惯量值,计算量小,消耗能量少。最后给出仿真算例,辨识精度基本在1|之内,验证了方法的有效性。     

“嫦娥二号”卫星L2点角动量管理

对“嫦娥二号”(CE-2)卫星进入环绕日地拉格朗日L2点的李萨如轨道后卫星喷气卸载所产生的影响进行了研究.提出了一种利用光压力矩辅助卫星太阳电池翼角度调整进行角动量管理的方法.在轨试验表明,太阳光压强度足够对飞行在L2点环绕轨道上的CE-2卫星进行角动量管理,可以大幅度减少动量轮在轨喷气卸载的次数,有利于CE-2卫星的轨道维持.     

月球精确软着陆最优标称轨迹在轨制导方法

为实现在月球表面期望的着陆点进行精确软着陆（PPL）,且满足燃耗最优性要求,基于提出的LIDAR目标点在轨自主选定的月球精确软着陆方案,对月球PPL最优标称轨迹在轨快速规划制导方法进行研究。首先针对月球PPL三维球体非线性轨道动力学模型,采用Legendre Gauss Lobatto伪光谱方法将轨迹优化的最优控制问题转化为非线性规划问题（NLP）,再利用SQP优化算法求解月球PPL最优标称轨迹,最后通过遗传算法对优化结果进行验证,并提出应用遗传算法提供SQP在轨规划初值数据库的方案。仿真结果表明了最优标称轨迹在轨规划方法的快速性和有效性。     

新型二维推力矢量喷管数值模拟

针对现有流体推力矢量控制方案的不足,提出利用喷流附壁效应的新型矢量喷管,借助于尾喷管射流对固壁延伸面的跟随作用控制尾喷流方向,实现推力转向.在此基础上采用限制流量的方法调节喷流的抽吸程度,产生不同的横向压力梯度,达到了矢量化控制推力转向的目的.运用这一概念设计了二维矢量喷管,用数值实验方式验证了喷管的推力转向效果,采用限制流量方法得到的最大矢量角度约13.3°,进一步结合射流控制可以使矢量偏角达到20°以上.通过对该喷管流场的数值计算研究,探讨了该矢量喷管内喷流转向形成的流动机理,从推力损失、转向效率上对喷管的性能特点进行了分析,为下一步开展实验研究奠定了基础.     

星敏感器低频误差在轨校准方法研究

研究星敏感器低频误差在轨校准问题.星敏感器低频误差主要由周期性的空间热环境变化造成,会对卫星姿态确定精度造成显著影响.针对这一问题,提出一种星敏感器低频误差校准新方法,通过扩维卡尔曼滤波同时估计卫星姿态和低频误差参数.研究表明,采用所提低频误差校准方法能够显著提高姿态确定系统的性能.基于在轨卫星上的星敏感器遥测数据建立了用于数学仿真的星敏感器低频误差模型,数学仿真结果验证了低频误差校准方法的有效性.