球壳型屋盖在冲击风作用下的抗风设计参数及CFD分析

雷暴冲击风具有和大气边界层显著不同的风场特性。为与抗风设计习惯一致,提出了与大气边界层风场类似的冲击风水平风荷载下静力风荷载表达式,并给出了相应的风压高度变化系数和体型系数的计算方法。以球壳型大跨屋面为具体研究对象,采用CFD数值模拟方法,研究其在冲击风作用下随结构参数和冲击风参数改变的冲击风体型系数变化规律,并将结果与大气边界层风洞实验中的结果进行比较。最后还给出了球壳屋面位于冲击风正下方时,屋面体型系数及风压高度变化系数的取值。     

俄被困探测器可能在1月落地

俄罗斯军事航天部队发言人佐罗图欣1月初说,俄被困在低地轨道上的“火卫一-土壤”火星探测器的碎片预计会在1月15日落向地球。但受外部因素影响,最终再入日期可能会变化。目前探测器轨道高度为184千米-224千米。耗资1．65亿美元的该探测器2011年11月9日发射,重13．5吨,原拟飞往火星的卫星火卫一,采样后送回地球,但因推进系统问题     

基于过渡过程安排的PID控制器设计

分析了过渡过程安排法对PID控制的影响,提出了一种基于过渡过程安排法的PID控制器设计的新方法。针对航天器太阳电池板热真空试验,搭建温度控制系统,进行物理仿真实验。实验表明,该方法能够实现快速无超调控制,控制器参数选取方便,适应性、鲁棒性得到增强。     

低太阳高度角月球影像的陨石坑自动提取方法

陨石坑是月球表面最重要的地形特征,对于研究月球的地质状况和地理状况具有重要的意义。充分考虑低太阳高度角影像中陨石坑特殊的拓扑结构和灰度分布特点,提出一种新的基于光照方向的陨石坑边缘连接方法,综合边缘线判别、边缘线组合、陨石坑判别的陨石坑筛选三步法,形成一套完整的低太阳高度角月球影像陨石坑自动提取流程。用低太阳高度角Lunar Orbit影像进行实验,检测成功率达到了73.9%,表明该方法对于低太阳高度角月球影像陨石坑的自动提取有较好的适用性。     

低轨航天器磁推进及其能力估算

针对地球空间磁场分布特点,提出可用于实现低轨航天器轨道维持、轨道变更的无质消耗推进技术。从基本的磁学理论出发,建立了带磁航天器在地球空间磁场中的飞行磁推力模型,阐述了通过航天器磁性获取无工质消耗连续推力的磁推进概念和原理,阐明了作用机理,提出了磁力矩解耦的磁力线追踪推力策略,给出了磁推进的能力包络和轨道高度保持与提升的典型估算结果。分析表明,当飞行体磁矩达到10⁶Am²量级以上时,可以有效用于600~1000km范围内轨道高度保持或提升。此外,文章还简要分析了实现高磁矩的技术可行性。     

嫦娥二号突破5000万公里深空

7月14日1时许,已成为我国首个人造太阳系小行星的“嫦娥二号”卫星,与地球间距离突破5000万公里,再次刷新“中国高度”。目前卫星状态良好,正继续向更远的深空飞行。“嫦娥二号”卫星是探月工程二期的先导星,于2010年10月1日发射。     

涡桨发动机低功率控制故障分析

针对某型涡桨发动机试验室出现的功率控制异常现象,对发动机功率控制的工作原理、故障探测和处置逻辑等进行了介绍,并根据故障现象分析了故障原因,最终提出了故障排查措施,为后续涡桨发动机功率控制系统的设计提供有价值的参考,对型号研制中可能出现的类似故障提供解决思路.     

航空发动机多变量变增益控制器设计及仿真

针对航空发动机全包线工作下的多变量变增益控制器设计问题,给出了一种改进的埃德蒙德算法（以下简称KQ算法）并进行了仿真应用。首先,阐明了多变量KQ算法的控制原理与优化算法,进而通过闭环期望函数选择、控制器结构选择以及控制器参数优化进行了KQ控制器设计,并针对所设计的KQ控制器,给出了稳定性证明和系统奇异值分析。分析表明所设计KQ控制器能够使系统闭环稳定,且具有满意的低频指令跟踪、干扰抑制能力、传感器噪声的抑制、高频未建模动态的鲁棒稳定性和低频发动机建模误差不敏感等性能,满足发动机控制要求。其次,通过调度变量选择、设计点KQ控制器设计以及采用插值方法的非设计点KQ控制器设计等过程实现某型涡扇发动机的多变量KQ变增益控制器设计研究,并进行仿真验证。仿真结果表明,设计点条件下,当涡轮后温度和增压比参考输入均为阶跃信号时,其被控参数响应速度很快,且上升时间均小于1 s,耦合影响小于6%,设计点KQ控制器满足控制要求;非设计点条件下,利用插值方法建立的KQ变增益控制器具有较好的性能,能够实现该型涡扇发动机全包线控制性能要求。      

助推-滑翔弹道高精度滑翔射程解析估算方法

针对目前高超声速滑翔弹道解析估算精度不高问题,提出一种基于高度变化特性的高精度滑翔射程解析估算方法。该方法首先从单位质量机械能的角度出发,建立滑翔射程与升阻比、初末速度间的解析式。在此基础上,利用准平衡滑翔条件,推导建立了滑翔高度随动能变化的平衡函数,并据此实现了对滑翔射程解析估算结果的修正,从而显著提高了实际飞行时速度倾角微小变化情况下的滑翔射程估算精度。最后与数值仿真弹道进行对比分析。结果表明,所提方法的滑翔射程解析估算误差小于1%,具有较高精度,可为高超声速远程滑翔弹道飞行性能分析、射程估算和在线弹道规划提供可靠的理论依据。     

双级涡轮增压活塞发动机螺旋桨推进系统部件法数学模型与飞行特性分析

对适用于高度为10~20km的中速、低速多用途飞行器的双级涡轮增压活塞发动机螺旋桨推进系统的特性计算方法进行了研究.引用涡轮发动机的部件法,建立基于各部件特性的代数数学模型,推进系统各部件工作点则由Newton法求解系统联合工作方程组得到.给出了方程组中的活塞发动机功率保持工作条件及增压器与活塞发动机联合工作条件,分析了推进系统功率保持工况和减功率工况的调节规律,及其对涡轮增压器工作线的影响.分析了推进系统总体及各部件的高度-速度特性.研究表明:该特性计算方法收敛快,一个工况点一般迭代5~6次即可;两个燃气旁通阀的调节规律不但可以满足推进系统的设计目标,同时还可对增压器工作点进行有效的优化调节;该特性计算方法可直接推广到更复杂的多级涡轮增压系统中.