某型飞机水平安定面前缘翼肋受损分析

某型飞机的水平安定面前缘使用的是气囊式除冰带,除冰带损伤除了会使飞机空中除冰功能失效,影响飞行安全,还会进一步导致飞机水平安定面前缘翼肋受损,影响气动性能。因此本文中将从多角度对除冰带与翼肋的损伤形式及相互之间的联系进行力学分析,找到最终的损伤原因并制定有针对性的措施。     

箔片型红外面源诱饵扩散规律

目前红外面源诱饵已成为对抗红外成像制导导弹的重要方法。鉴于此,以箔片型红外面源诱饵为研究对象,利用计算流体力学（CFD）方法得到单个箔片和两平行箔片在不同迎角下的气动力系数。通过对箔片空中运动分析,特别是考虑到燃烧力作用的特殊性,将箔片的运动分为两个阶段：起燃阶段和完全燃烧阶段,并建立了两个阶段的运动模型。在单个箔片运动模型的基础上,设置上千个箔片初始姿态和旋转角速度的概率分布情况,同时对上千个箔片求解运动方程,即可得到整个红外面源诱饵的空间运动扩散规律。仿真结果表明：在高速运动平台上垂直向上发射红外面源诱饵,其扩散形状近似为前部稀疏后部密集的锥形云团;仿真得到的面源诱饵扩散尺寸和运动位置与实测数据吻合度较高,特别是面源诱饵在x轴方向扩散尺寸误差小于5%。     

国外机载面源红外诱饵技术发展分析

机载红外面源诱饵弹在现代空战中具有重要作用。简要分析了机载面源红外诱饵弹对红外成像制导导弹的干扰机理、作用特点以及主要技术指标要求。介绍了几种型号的国外先进机载红外面源诱饵弹,包括其载荷、尺寸、使用平台等,对机载红外面源红外诱饵弹的技术发展趋势进行了展望。     

《航天器环境工程》征稿简则(2016年6月版)

《航天器环境工程》是由中国航天科技集团公司主管、北京卫星环境工程研究所(隶属于中国空间技术研究院)主办的中国科技核心期刊,是国内航天器环境工程专业领域唯一的学术、技术性期刊,广泛报道本专业最新研究成果和技术成就,主要涉及空间环境及其效应的理论研究与仿真、模拟技术与试验方法、结构/材料评价与防护设计等,内容涵盖真空与低温、力学、热学、声学、电磁学、辐射与防护、光学、材料科学、可靠性技术等多个学科。办刊宗旨是推动航天器环境工程的发展和应用,服务于我国卫星研制、载人航天及深空探测(含探月工程)。     

鲁棒的结构网格自动化重叠方法

网格技术是目前数值模拟中的关键技术之一。重叠网格是一种放宽拓扑要求、减小网格生成难度的网格技术。本文以结构重叠网格为基础,分别针对挖洞、寻点以及洞面优化方法进行了研究和改进,同时完成物面网格重叠,形成了一套鲁棒的、自动化的网格重叠系统。在挖洞方面,结合“最小洞映射”方法,提出“复合式挖洞”方法,节省内存开销;在寻点方面,通过构建格心虚网格,保证搜索空间的连续性,同时结合“有效搜索”思想,排除部分对寻点无贡献的网格点,进而减少ADT叉树节点;在洞面优化上,改变填补判别法则并引入两类受保护洞内点,确保两层插值边界建立,提高鲁棒性;在物面网格重叠上,利用物面投影法完成坐标修正,实现物面附近网格流动变量的准确传递。为验证本文方法,分别对定常翼身组合体DLR-F6绕流和非定常机翼挂载分离过程进行了数值模拟,计算结果与实验结果吻合良好,表明该结构重叠网格系统对多物体间定常、非定常扰流具有较好的数值模拟能力和较高的模拟精度,具有较高的工程应用价值。     

太阳系存在未知行星吗?

正由于柯伊柏带天体运行轨道与预期不符,有天文学家提出,太阳系内柯依伯带以远的区域内可能存在未知的大行星。由于这些区域又冷又暗,未知行星反射的太阳光极为微弱,要通过观测确证未知行星非常困难。但未知行星一旦确证,将改变太阳系的疆界,行星的定义可能又要重新修改,太阳系形成模型也要修改。深空探测将在发现大行星的过程中发挥关键作用。公众感兴趣的话题2016年1月20日,美国加州理     

韩将为探月拨款

正2月28日,韩国科学、信息通信技术和未来规划部宣布,为实现飞往月球的夙愿,韩今年将为航天计划拨款7464亿韩元(6.03亿美元),未来3年为韩首个探月项目拨款2000亿韩元。从今年起,该项目将研制一个月球轨道器并建设一座数据处理地面站。为期3年的该项目是韩2020年前向月球发射着陆器计划的第一阶段。按韩政府以往发布的消息,该着陆器将配备一辆月球车,用于在月面上勘探稀有矿物。     

载人登月绕月自由返回轨道与窗口精确快速设计

针对载人登月任务背景及工程约束,提出一种轨道与窗口一体化设计方法。通过两次坐标转化,将自由返回轨道设计参数解耦为近月点独立变量。在双二体假设下,通过4段二体轨道拼接完成自由返回轨道初值快速搜索及匹配近地停泊轨道(LEO)面的月窗口,其结果作为下一步采用序列二次规划（SQP）迭代求解高精度动力学模型轨道参数的初值,在该条精确轨道近月点时刻90 min邻域内产生可以匹配LEO地月转移入轨相位的零窗口轨道。算例表明,该流程能够精确快速地完成具有复杂任务背景及苛刻工程要求的载人登月绕月自由返回轨道与窗口设计问题。     

低冲击弹射式发射箱前盖分离特性

针对火箭、导弹储运发射箱前盖快速开启、可靠分离的设计需求,提出一种利用弹簧储能的低冲击弹射式发射箱前盖方案。在此基础上,结合设计方案各部件在分离过程中的受力特性,建立前盖分离和抛落的理论模型,对箱盖分离轨迹进行计算分析。为优化设计参数,利用实验设计方法(DOE)和响应面法(RSM)对影响前盖抛落距离的储能弹簧刚度、有效作用距离以及活动冲击部件的斜板倾角等进行优化分析,获得满足可靠分离判据的优化结果。最后利用基于多体动力学模型的虚拟样机试验对优化模型进行了校验分析,验证了设计方案的可行性和理论模型的合理性。     

滚转机动载荷减缓风洞试验

机动载荷减缓能有效降低飞机结构重量并改善飞机的飞行性能,因此在飞机设计领域具有广阔的应用前景。针对滚转机动载荷减缓技术的实际应用,对多控制面联合偏转的机动载荷减缓控制方法进行了风洞试验验证。设计小展弦比正常式布局战斗机风洞试验模型、滚转及限位装置、试验模型测控系统、零度保持回路以及机动载荷减缓控制系统,采用两种不同控制面组合的多控制面联合偏转控制律开展试验并测试载荷减缓效果。结果表明,相比于基准控制,多控制面联合偏转的控制律能有效减缓飞机机动过程中的附加机动载荷。采用尾翼以及机翼后缘外侧（TEO）控制面联合偏转的控制律1的机翼弯矩和扭矩减缓率分别为30.1%和38.0%,尾翼弯矩和扭矩减缓率分别为 57.9%和12.5%;采用尾翼、TEO以及机翼后缘内侧（TEI）控制面联合偏转的控制律2的机翼弯矩和扭矩减缓率分别为33.0%和35.5%,尾翼弯矩和扭矩减缓率分别为 45.7%和54.8%。