“神箭”翩翩飞太空助力“神八”追“天宫”

大漠秋风凛冽,戈壁寒意逼人。11月1日凌晨,巴丹吉林沙漠边缘、弱水河畔的酒泉卫星发射中心中国载人航天发射场灯火辉煌。100多米高的发射塔架"拥抱"着中国研制的第八艘飞船神舟八号和"神箭"——长征二号F运载火箭组合体倚天而立,整装待发。     

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。     

神舟七号飞船是如何回家的？

2008年9月28日下午16时48分27秒,在太空飞行的神舟七号飞船第一次调姿,飞船在水平面上向左转了90度,飞船轴向变成与飞行方向垂直,目的是为了推进舱和返回舱组合体与轨道舱分离,使得轨道舱离开的方向不在轨道面内,以便在后面的制动时,轨道舱不至于再碰到推进舱和返回舱组合体。曾经用作气闸舱的轨道舱,此刻变成了一颗独立飞行的卫星。准确地讲,本次任务的轨道舱与以往不同,它已没有了动力和能源,仅是一颗没有了生命、等待陨落的星体,后续试验中,它的使命是作为一个无源目标,等待小卫星进行绕飞、观察。     

翼身组合体摇滚特性高速试验研究

简要介绍了翼身组合体高速风洞自由摇滚实验技术的实验装置、实验方法、数据采集等.开展了翼身组合体大迎角下的摇滚特性研究,给出了典型的结果,研究结果表明随着模型迎角的增加,翼身组合体呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、准极限环摇滚等.所研究的参数范围内后掠角对摇滚有较大影响,随着模型迎角的增加摇滚振幅呈现抛物线,马赫数的增加对最大摇滚振幅起抑制作用.     

捕获目标后组合体航天器抗干扰自适应控制

针对空间机器人系统捕获非合作目标后由于质量特性参数和动量突变影响导致的组合体系统失稳问题,提出了一种基于系统动力学模型的抗干扰自适应控制方法。利用拉格朗日方法对系统进行动力学建模,通过冲击动力学建模分析得到了捕获目标后组合体系统的初始状态;基于系统动力学模型设计了线性反馈控制方法,考虑组合体质量特性参数不确定性以及外在干扰不确定性,对组合体系统动力学模型进行了不确定参数线性化,设计了参数自适应线性反馈控制方法;最后以平面三关节机械臂系统捕获旋转目标为例进行了仿真计算。组合体系统的运动状态量趋于期望值,速度级状态变量误差量级控制在10-4以下,位置级状态变量误差量级控制在10-3以下,说明该控制方法可以很好地保持捕获目标后组合体系统的稳定。     

某型号仪器舱组合体联合动强度试验方法

针对某型号导弹仪器舱组合体结构和设备的联合动强度考核需求,开展组合体的动强度试验方法研究:设计专门的气瓶过载弹性加载装置,实现了气瓶过载力的等效模拟;通过整舱振动试验边界模拟和传递特性分析,验证了噪声激励振动传递与机械振动传递的差异性,提出采用大刚度模拟边界代替级间段真实边界与仪器舱组合进行联合动强度试验的方法;针对3个重点结构部段提出各自的试验条件,并通过预试验和归一化输入响应的比较分析确定了舱段不同部位结构和设备的联合考核方法。该试验方法可以有效模拟由发动机脉动和气动噪声引起的声振环境,避免产品过试验,达到对舱段结构及设备的动强度考核和设备支架动特性及放大倍数评估的目的。     

基于轨迹映射的无人机拖曳式空中回收轨迹优化

针对无人机拖曳式空中回收过程中的轨迹优化问题,提出一种基于轨迹映射的无人机回收轨迹在线优化方法。首先,建立包括缆绳-浮标-无人机组合体的运动模型、机翼折叠模型在内的空中回收系统模型。随后,提出轨迹映射的思想,利用双向长短期记忆（BiLSTM）神经网络建立回收系统中回收指令和回收轨迹之间的精确映射关系。然后,利用轨迹映射网络实时预测不同指令下的回收轨迹,并根据计算的预测轨迹代价利用粒子群优化（PSO）算法优化得到最佳回收指令。最后,仿真结果表明：所提的轨迹映射网络具有较高的预测精度和计算速度,所提的方法可以优化出使无人机稳定快速回收的轨迹。     

亚、超音速细长翼身组合体大迎角气动特性的计算研究

本文提出了一种适于初步设计使用、具有良好精度的亚、超音速细长翼身组合体大迎角气动特性的综合性计算方法。对大迎角情况下的涡升力,采用吸力比拟原理计算;位流升力的计算,采用基本解的数值计算方法。关于机翼翼剖面头部圆度和涡破碎对涡升力的影响,进行经验性修正。翼身干扰的贡献,通过翼身干扰系数进行计算。并按文[4]原理,将亚音速计算方法推广到亚音速前缘的超音速情况。对几种机翼与翼身组合体的计算结果表明,本文方法具有方法简便、计算快速和符合设计精度要求的优点。