升降带宽度缩减对障碍物限高影响分析

针对升降带宽度缩减给机场净空管理带来的新问题,将升降带缩减前后对过渡面的设置及限高情况进行对比分析。以跑道中点为原点建立直角坐标系,对跑道纵坡为0的情况下标准形式过渡面各关键位置点的设置参数进行计算,并提出运用过渡面进行障碍物限高评价的公式。实例分析中,依据跑道中线各点的标高变化情况,绘制某机场过渡面,并对5个障碍物的超高情况进行对比,阐述升降带缩减后给过渡面内障碍物限高计算工作产生的影响。     

基于Optimus的涡轮气动优化设计

针对涡轮在理论设计和实际应用中存在的不足,提出了利用多学科优化平台对涡轮进行气动优化设计的方法。首先运用UG／Grip技术对涡轮进行三维造型,然后利用试验设计方法建立计算试验样本点分布表,用商用软件进行各样本点的CFD计算及热-应力耦合分析计算,最后建立响应面模型,对其进行优化设计。结果表明,优化后的涡轮效率比优化前提高5％。该方法为进一步提高涡轮的气动性能,减少损失提供了一定的依据。     

高速面铣刀CAM系统开发

针对高速铣刀数控加工程序编制过程繁琐、工作量大、难于掌握等现状,开发了UG平台下的高速面铣刀CAM模块。采用优化的加工工艺方案,通过UG/open API的UF程序在后台调用UGCAM的操作命令。初步实现刀具、加工方式及加工参数选择的自动化。     

小推力航天器的地月低能转移轨道

 在限制性四体模型下研究基于小推力方式的地月低能转移问题,通过借助于平动点轨道的相空间结构来揭示小推力转移的机理。重点研究了小推力转移自由飞行段的构造：经由LL₁点穿越获得最小能量的低能转移;而经由LL₁点Halo轨道穿越,得到(M,N)圈穿越轨道;由于Halo轨道相对于平动点增加了一维度的选择,根据(2,2)圈穿越轨道构造该转移的自由飞行段。在地球势阱逃逸和月球势阱捕获段,分别设计了合适的小推力的控制律及发动机开/关机时间,成功实施近地球段的小推力加速和近月球段的减速。尽管未对所得到的结果进行优化,所得转移轨道的燃料消耗也与类似边界条件的SMART-1轨道基本一致。     

月食对环月卫星运行影响及对策分析

从月食与环月卫星的关系出发,讨论了月食对卫星的影响机理。针对如何尽量缩短卫星进入地影时间的问题,给出了相位调整的概念和原理,同时介绍了卫星有效进影时间的概念,说明了相位调整方法的可行性。最后通过实例应用给出了相位调整的效果。文章所介绍的分析和控制方法对于环月卫星具有较广泛的适用性,可以在我国后续的月球探测任务中作为参考依据。     

主控格栅反射器基体结构/压电作动器参数集成优化设计

为提高反射器形面控制能力和减小在轨热变形,本文以锆钛酸铅压电陶瓷(PZT)驱动的主控格栅反射器为研究对象,开展反射器基体结构和PZT压电作动器参数的集成优化设计研究。首先,建立主控格栅反射器有限元模型并通过实验验证了有限元模型的正确性。然后,以形面控制能力最大和热变形最小为目标函数,以设计变量上限、下限和结构基频为约束,采用遗传算法(GA)和非支配排序遗传算法(NSGA-II)求解。最后,给出多个仿真算例的优化结果。仿真结果表明,控制能力最大的单目标优化,其热变形远大于控制能力,多目标的帕累托(Pareto)最优前沿可以给出更合理的设计方案。通过优化设计可以显著提高形面控制能力和减小热变形。     

绕月微卫星精确撞月轨道设计

为实现约束条件下的精准可控撞月,提出了基于Lambert问题的精确撞月轨道设计方法。通过求解Lambert问题,可得到撞月轨道轨控时刻的速度脉冲初值解,然后通过打靶法迭代得到撞月轨道的精确解。以"龙江二号"微卫星轨道为例,对撞月点经纬度的覆盖性,以及燃料约束下同一撞月点可行的轨控弧段进行全面分析。最后,通过月球南极水冰探测的撞月轨道设计案例,以验证本文提出的轨道设计方法的有效性。     

GE O卫星大型固面反射器背部高频箱热环境分析

地球静止轨道(GEO)卫星为了改善天线性能,将一些射频设备直接安装在天线反射器背部,为此需要在反射器背部设置一个高频箱。当反射器口径大且为固面时,高频箱所处的外部热环境非常恶劣,外热流成分复杂。文章分析了高频箱不同外热流成分的影响,包括直接入射太阳光和来自反射器背部的反射光与红外辐射,并通过仿真和理论分析研究了影响高频箱外热流的主要因素。仿真结果表明:来自反射器的红外辐射热流影响更大。为减小高频箱外热流,反射器背部多层隔热组件外表面膜的太阳吸收比应尽可能小且稳定,以减小高频箱温度波动。