透射式水工质的高耦合效率激光推进模式

为了提高激光推进的耦合效率,防止光学器件污染,提出了透射式液体工质的激光推进模式。在这种推进模式中,Nd:YAG固体激光器中产生的450 mJ,7 ns激光穿过透明的玻璃基底后,与燃烧室中的液体推进剂相互作用,产生的等离子体在玻璃基底、燃烧室和液体推进剂的约束下膨胀,产生很高效率的动量转换,使靶获得初速度。纯水和黑墨水分别被用作推进剂,通过比较实验结果发现,在这种模式中墨水比水更适合做推进剂。通过改变燃烧室的长度和孔径,得到的耦合系数的最大值为17 858.3 N/MW。     

对电磁发射拦截系统中发射线圈的研究

文中介绍了电磁发射拦截系统的组成及工作原理,建立了发射线圈组件的三维模型。对不同匝间距和不同截面高度的发射线圈进行了磁场分析,得到了拦截弹所受电磁力的变化规律。     

一种自主飞行的小型无人机系统设计

介绍了小型无人机系统的总体结构,分析了无人机的结构设计和算法,阐述了弹射起飞系统和伞降着陆系统的设计原理,采用嵌入式系统和GPS设计无人机的飞行姿态控制、导航控制、任务控制系统和数据链,实现了空中机器人的自主飞行。     

高超声速再入体烧蚀流场计算分析

从化学非平衡NS方程或其简化形式(粘性激波层方程、PNS方程)出发,求解高超声速再入体的绕流和底部尾流流场。首先讨论了碳基材料烧蚀壁面条件的确定方法,计算了包含和不包含碳-碳烧蚀产物的再入体半球的化学反应绕流流场,并和文献结果进行了对比。在此基础上,计算了两个高度条件下,包含和不包含碳-酚醛烧蚀产物的再入小钝锥的绕流和尾流流场,分析了烧蚀产物对流场电子数密度、温度等流动参数的影响。     

微型扑翼飞行器的气动建模分析与试验

用计算流体力学的数值模拟方法研究了微扑翼飞行器的扑翼飞行的非定常空气动力学问题。在对昆虫扑翼飞行运动的仿生模拟基础上 ,对实际可飞的微扑翼飞行器的扑翼运动建立了三维翼型的运动学与空气动力学模型。利用任意拉格朗日欧拉 ( ALE)有限元方法求解出 N-S方程的数值解 ,证明简单扑翼布局所提供的升力足以克服微扑翼飞行器本身的重力使其飞行。在此基础上 ,分别计算并分析了拍动幅值、俯仰幅度以及扑翼频率等各种扑翼参数对升力的影响。最后 ,探索性的扑翼风洞试验与飞行试验结果在一定程度上验证了文中计算方法的可行性      

液体火箭发动机推力室冷却通道传热优化计算

采用标准K-ε两方程湍流模型对液体火箭发动机推力室再生冷却通道三维湍流流动与传热过程进行了数值预测，冷却工质为氢气，其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化，通过两种优化方案来改变推力室冷却通道的深宽比。方案一为保持冷却通道的深度及肋宽不变，通过改变推力室壁面通道个数来改变通道的深宽比，方案二为保持通道数目不变，通过增加或降低通道高度来改变通道的深宽比。以此计算在不同通道深宽比下推力室壁面的传热特性，并进行了优化分析。计算结果表明：存在着一个最佳冷却通道个数，使得推力室壁面再生冷却效果达到最佳；在相同质量流量下，降低通道高度能够强化推力室传热，但同时增加了进出口压差。     

Micro-X概念验证机热防护系统研究进展

简述了国外可重复使用运载器的研究现状及发展趋势，详细介绍了美国下一代可重复使用运载器Micro—X概念验证机的热防护材料及设计。     

基于激光多普勒测速仪的车载捷联惯导系统行进间快速对准方法研究

在载体线运动状态下,单纯依靠捷联惯组自身的测量是无法实现自主对准的,此时传统的粗对准方法误差大甚至不可用。本文设计了一种基于激光多普勒测速仪的行进间快速对准方法,理论分析表明,通过对传统惯性系对准算法中加入速度及加速度修正项完全可以实现载体存在非周期线运动情况下的快速对准。仿真结果表明,在激光多普勒测速仪测速精度在0.5%、输出速度更新频率在20Hz的情况下,输出对准姿态角在150s以内即可收敛到稳态值,横摇角和俯仰角误差在25″以内,航向角误差在0.03°以内,可以满足一定精度范围内的快速对准需求,也可以为后续的精对准过程提供较为准确的初始姿态。     

运载火箭动力冗余技术

概述了前苏联N-1火箭,美国土星系列,航天飞机以及法尔肯9运载火箭动力冗余应用情况,重点介绍了N-1火箭四次发射失利以及最终的事故原因,从现役运载火箭可靠性评估结果、运载火箭飞行故障统计结果和运载火箭动力冗余和非冗余可靠性的关系三个方面论证了动力冗余的必要性;提出了变推力方式和发动机贮备方式两种动力冗余方式,并分析了它们对运载火箭整体性能以及各系统的影响,最后梳理出实现动力冗余需要重点解决的关键技术。     

基于干扰观测器的高超声速飞行器预测控制器设计简

 针对具有强耦合特性与模型不确定性特点的高超声飞行器控制问题,提出一种新型的姿态预测控制器设计方法。引入参考模型,建立了飞行器姿态预测控制模型。基于此,利用预测理论设计了飞行器的预测控制器,同时设计了干扰观测器实时观测外界未知干扰来进行补偿控制,从而实现滚动优化的目的;基于干扰观测值与真值的误差,利用Lyapunov稳定性理论,确定了控制精度与预测步长大小的关系;最后,在参数标称与拉偏的情形下进行了高超声速飞行器姿态控制系统仿真,仿真结果表明,干扰观测器能快速跟踪干扰,并且所设计的预测步长可以满足飞行器高精度的控制要求。