挠性和晃动动力学模型解耦及局部迭代算法

针对飞行器地面试验时由于模态阶数过高容易引起动力学运算发散的问题,提出将挠性振动及液体晃动模态和星体转动角加速度解耦,并采用局部迭代运算的方法减小迭代误差,从而避免了挠性和晃动动力学运算发散;解耦后的挠性和晃动动力学模型参数可以离线计算,减小了迭代计算量,降低了对计算机的性能要求,且易于工程实现.仿真验证表明解耦及迭代...     

高速列车进入带缓冲结构隧道的压力变化研究(Ⅰ)

给出了列车穿越带有缓冲结构的隧道压力变化的三维粘性流场数值模拟过程,控制方程为三维粘性、可压缩、非定常流的N-S方程,空间离散采用了中心有限体积法格式,时间采用预处理二阶精度多步后差分格式进行离散,对列车与隧道之间的相对运动采用移动网格技术处理。对不同的缓冲结构缓解隧道内瞬变压力及压力梯度的作用进行了研究。研究结果表明,缓冲结构的设置能够有效地降低隧道内的压力和压力梯度的最大值,其原因在于缓冲结构延长了压缩波压力上升的时间,降低列车突入隧道时所形成的最大压力梯度;另一方面由于压缩波在缓冲结构和列车、隧道之间多次的反射,也降低了压力峰值。     

后掠翼对细长体头部侧向力特性的影响

通过在细长体顶点处设置扰动块的方式使细长体的绕流具有确定性,在此基础上研究了机翼对细长体头部侧向力特性的影响.通过实验发现,测压截面越靠近机翼顶点,受机翼的影响越大.在50°迎角以下,后掠翼对细长体头部侧向力特性的影响很小.在60°迎角时,后掠翼对细长体头部的侧向力特性影响较大,此时单独细长体的侧向力特性实验结果已不能直接应用于后掠翼身组合体了.     

临近空间飞行器滑橇式起落架缓冲特性分析

可收起的滑橇式起落架能够解决临近空间飞行器机身内部空间紧张的问题。为验证滑橇式起落架的可靠性,优化滑橇式起落架的结构设计,需建立准确的滑橇式起落架动力学模型,对其落震动力学特性及影响落震性能的主要因素进行分析。文章基于某临近空间飞行器的滑橇式前起落架原型,对其进行运动学分析,建立基于ADAMS的三维落震仿真模型并进行动力学分析,得到其落震动力学特性。研究了缓冲器油孔尺寸、滑橇结构件的柔性以及滑块与地面间的摩擦因数对落震性能的影响。仿真结果表明,相同工况下滑橇式起落架的缓冲器行程比支柱式起落架短23.29%,缓冲力峰值比支柱式起落架高62.5%,油液阻尼力占缓冲器轴力的比值达到87.55%,因此滑橇式起落架不利于承受大冲击。缓冲性能受油孔尺寸影响,减小油孔面积,缓冲器载荷增大,最大行程减小。此外起落架缓冲性能还受到地面摩擦因数的影响,缓冲力峰值与缓冲器行程均随地面摩擦因数增大而增大。分析结果对可收起的滑橇式起落架的设计有一定的参考价值,有利于其在航空航天领域的应用。     

空间绳系编队的动力学及稳定展开控制研究

以三角构型的空间绳系编队系统为对象开展了动力学特性分析和稳定展开控制研究。首先，针对以往编队动力学建模的精度问题，采用Lagrange法建立了系统动力学模型，建模时充分考虑了系绳的弹性，可在不增加计算量的同时保留系统的弹性特性。其次，根据所建立的动力学模型，定量分析了编队自旋稳定时自转角速度的范围，为之后的稳定展开控制提供理论依据。由于受制于执行机构精度和控制输入的限制，空间绳系编队系统是一个典型的欠驱动系统，采用分层滑模实现编队的稳定展开控制，仿真结果验证了该控制方法的有效性。     

基于固体工质的空间微推进技术研究进展

采用固体工质的微推力器具备结构简单、可靠性高、成本低的优点，是最适合微纳卫星的动力装置之一。固体微推进技术可分为微电推进和微化学推进两大类。本文介绍了五种典型固体微推力器的工作原理，包括微脉冲等离子体推力器、真空弧推力器、电控固体微推力器、激光微推力器、固体阵列微推力器，系统梳理了它们的发展历程，总结了其最新的研究进展和应用现状。在此基础上，对固体微推进技术的发展方向进行了展望，以期为微纳卫星动力系统的研发与优选提供参考。     

定常黏性外流气动力分量的同源性及流场断层扫描诊断原理

减阻是空气动力学的基本任务之一。传统流场诊断和减阻方案基于线性分解、各个击破和线性叠加的思路。最近的研究表明:对于给定构型与流动条件的定常绕流,型阻和诱导阻力不是纯数而是尾流截面位置的函数,而且目前广泛采用的诱导阻力公式仅适用于简单附着流。基于这些认识,证明了升力、型阻和诱导阻力在物理上是同源的,可分别定义为Lamb矢量的体积分或其矩的面积分;面对真实的复杂流场,提出了采用Lamb矢量场在一族流场截面上的性状来定义和诊断升力、阻力各分量的技术原理,作为对传统方法的扬弃。以大攻角三角翼流场为例,采用该原理判明了气动力分量对应的流动结构,指出三角翼尾部的二次涡产生负升力和型阻峰值。该结构可以根据边界涡量动力学溯源到局部壁面区域,从而提出了增加升阻比的概念性优化方案。     

一种运载火箭时变结构模态参数辨识的确定性演化方法

针对运载火箭的时变结构模态参数辨识问题进行研究，基于时变自回归滑动平均(TARMA)模型，提出一种时变结构模态参数辨识的确定性演化方法。该方法利用小波基函数的良好局部函数拟合能力，将墨西哥帽小波函数作为TARMA模型时变系数的空间基底，构建了基于小波函数的泛函序列时变自回归滑动平均(FS-TARMA)模型，并发展了两步最小二乘估计方法，实现了时变系数的解耦估计。通过有限单元法，建立了阿里安V号芯级运载火箭时变有限元模型，对所提辨识方法进行了验证，结果表明：墨西哥帽小波基FS-TARMA方法能够有效地辨识系统的时变模态参数；与传统傅里叶基FS-TARMA方法相比，具有更好的辨识精度，并且能够准确地反映出模态局部细节特征。     

筒体结构星载天线抗冲击特性研究

随着航天技术的发展和探月工程的推进,航天器空间环境力学条件不断恶化,对航天器抗冲击力学性能提出了更高的要求。筒体结构天线结构形式紧凑,具有较好的动力学特性。为了得到筒体结构天线具体的抗冲击力学性能,研究时通过建立动力学分析模型,首先分析得到结构的模态参数,再根据模态结果反应出的筒体结构天线的动力学特性,结合给定的冲击力学环境建立分析条件,依据分析条件分别计算得到横向和纵向筒体结构天线顶端的时域最大加速度响应,筒体结构整体结构应力水平。分析结果表明筒体结构天线在冲击力学环境下加速度响应放大较小,各部件应力水平均能满足结构强度要求。筒体结构天线具有良好的抗冲击力学性能,可应用于需要承受较为恶劣冲击环境的航天器。