火卫一周期准卫星轨道及入轨分析

围绕火卫一的准卫星轨道（QSOs）因其具有良好的稳定性,是火卫一探测任务最为实用的轨道。在平面圆型限制性三体问题模型下,利用庞加莱截面和KAM环迭代方法探究了准卫星轨道的周期轨道族,并给出不同能量准卫星周期轨道的初始条件。针对火卫一周期准卫星轨道入轨,提出一种转移轨道设计方法:对准卫星周期轨道调整速度后进行反向积分,直至离开火卫一邻近区域,从而得到由火星环绕轨道向火卫一周期准卫星轨道的转移轨道,并调整转移轨道参数对燃料与时间消耗进行优化。研究结果表明,当周期准卫星轨道能量处于特定区间时,存在特定速度脉冲区间,可利用火卫一引力实现较少燃料消耗的轨道转移;在该速度脉冲区间中,通过选取较小的速度脉冲,可缩短转移时间。      

DRO计算及其在地月系中的摄动力研究

针对远距逆行轨道（DRO）的航天工程应用问题,研究了DRO的计算方法以及轨道特性,分析了DRO在实际力环境中的主要摄动因素,为DRO的精确建模和标称轨道设计奠定一定的理论基础。首先,利用仿真算例验证流函数法在计算DRO周期轨道族中的有效性。然后,利用该方法,通过改变雅可比常数,延拓计算DRO周期轨道族,获得不同共振比的DRO,仿真结果表明整数共振比的DRO在地月惯性坐标系中的轨迹是封闭的曲线,而共振比非整数的DRO则不封闭。最后,通过轨道外推分析影响DRO稳定性的主要摄动因素,仿真结果表明太阳引力和月球轨道偏心率是影响DRO稳定性的主要摄动因素。在动力学模型中,使用标准星历表示行星的运动状态,当积分时间多于10天时模型误差为km量级,因此在地月系这样大尺度的空间范围内,可以使用星历模型近似的分析DRO在真实力环境中的运动状态,为任务轨道设计提供依据。      

等参梯度有限元应用于非线性梯度材料的研究

将等参梯度有限元法应用于非线性功能梯度材料,推导了2种受力情况下指数体积分数变化的功能梯度材料的应力分布解析解。通过不同的单元划分形式,对等参梯度元数值解、均匀单元数值解及解析解三者进行比较分析,得出等参梯度有限元方法对非线性梯度材料同样适用,为等参梯度有限元的推广应用提供了证据。     

助航灯光光强检测数据处理方法研究

给出了一种在线快速测量灯光光强的方法,建立了照度测量的数学模型,给出了光程的测量方法和补偿方法、动态测量中照度和光强的换算,通过软件实现了单灯等光强曲线的绘制和回路光强参数的统计。通过与静态测量结果的比较证明了此方法的可行性且能满足机场生产时的精度要求。     

昆虫翅悬停飞行中的三维空间旋涡结构

昆虫(果蝇)悬停飞行中,翅膀按照特定的拍动方式往复运动,产生非定常高升力维持身体的平衡.研究昆虫高升力机理,需要探索拍动翼运动引发的三维空间非定常流场的特性,尤其是三维空间非定常涡的发展变化过程.本文将氢气泡流动显示技术应用于动态模型实验,定性的观察拍动翼前缘涡(LEV)的发展破裂过程.并利用数字体视粒子图像测速,DSPIV(Digital Steroscopic Particle Image Velocimetry)技术,测得了拍动翼运动瞬时相位和相位平均的三维空间流场信息(速度向量场、截面涡量场、空间涡量场,以及三维空间流线),揭示了拍动翼展向流动的存在,并结合定性和定量方法多角度说明了前缘涡沿展向发展到破裂的流动结构,并说明了侧缘涡与前缘涡的相互影响.测量结果表明:在雷诺数960的情况下,拍动翼运动至相位时,翼面上前缘涡在距翼根约60%展长的位置发生破裂;翼根至破裂点之间,展向流动稳定,指向翼梢;破裂点以后,展向流改变方向,指向翼根.     

Jerusalem十字架型FSS的仿真设计

在飞行器隐身技术的研究中发现,雷达天线系统通常在飞行器鼻锥方向产生很强的RCS贡献[1]。因此,如何减少雷达天线带外的RCS而又保证自身雷达正常工作已成为目标隐身技术中的一个关键课题。文中介绍了由Jerusalem十字架型振子单元构成的带阻式频率选择表面来有效的控制电磁波的传输和反射,利用单个单元和周期性边界条件的性质,采用理想匹配层(PML)吸收边界、周期边界相结合的方法对无限大频率选择表面进行仿真。借助于有限元软件Ansoft HFSS对Jerusalem十字架型FSS进行了软件建模,并对Jerusalem十字架外形及平面波入射角对频率特性的影响分别进行了仿真,给出了表面波频率选择特性随Jerusalem十字架几何参数和平面波入射角的变化而变化的趋势。     

间隙高度对超声速膨胀器流场及性能的影响

采用三维雷诺平均N-S方程和标准k-ε湍流模型,对不同间隙高度超声速膨胀器的流场和性能进行了数值研究,结果表明:间隙高度显著影响三维流道内的局部流动特性和超声速膨胀器的整体性能,随间隙高度增加,气流最高相对马赫数降低,高速区范围逐步缩小;泄漏涡增强,尺度变大,横向和径向运动明显,泄漏损失增加,但激波及激波附面层相互作用的损失降低;超声速膨胀器的膨胀比先增大后减小,等熵绝热效率持续降低.下端壁、吸力面附近低能流体之间以及与壁面的摩擦损失和间隙泄漏损失是有间隙超声速膨胀器三维流道内损失的主要来源,超声速膨胀器的间隙高度宜在0.9%h₀~1.5%h₀之间选取.      

高超声速飞行器进气道压缩面逆向设计方法

针对高超声速飞行器进气道压缩面问题,首先研究了激波理论的逆向算法,以此为基础提出了进气道的等强度和等熵压缩面的逆向设计方法,并采用此方法设计了以进气道出口气流参数为设计参数的高超声速飞行器进气道压缩面,然后对两种压缩面进行了性能分析和数值仿真.结果表明:通过逆向设计方法设计进气道压缩面是可行的,其相对于传统方法耗时大大减少;理论计算表明相同设计条件下两压缩面几何参数基本一致,而来流参数也基本不变,设计点下等熵压缩面总压恢复系数高出等强度压缩面6.3%.数值仿真验证了该方法的可行性并研究了非设计状态下两种压缩面的各项性能参数,同时对比了不同马赫数下进气道内部波系分布和气流均匀性.      

涡轮叶片晶粒细化及热等静压技术的应用

论述了涡轮工作叶片晶粒细化方法的机理,温度参数的影响、铸造工艺及其试验效果,简要阐述了热等静压和热处理的应用技术及工艺参数等对叶片晶粒度、贫铬层、显微组织、力学性能及其尺寸的影响。     

带褶皱的等张力体航天服软关节设计与实验

面向未来行星表面探测任务,航天服的活动性能需要进一步提高。为此,应改进航天服软关节的结构形式。根据等张力体形状内部承压时不存在周向应力的理论,在该曲面周向上加入褶片结构,设计出了带褶皱的等张力体关节,使之能够沿周向弯曲或伸展。为验证关节性能,利用柔性单自由度关节测量设备,进行了多次加卸载和不同运动范围的力矩特性研究,分析了关节的几何形态、等容性以及主应力状态,并将该关节与无褶皱的等张力体关节和平褶式关节进行了比较,最后讨论了关节的优化方向。结果表明,在测试的0°~80°范围内,关节力矩较小,最大容积变化为1.6%。关节弯曲时,等张力体曲面上周向应力仍可忽略不计。首次加载与之后的加载有一定的差异,而不同的运动范围对关节活动性能无影响。与其他两种关节形式比较,带褶皱等张力体关节在几何尺寸、运动形态和活动性能上都具有一定的优势。此外,该关节可在结构和材料方面进一步优化。