空气舵-伺服系统动态特性试验技术研究

对空气舵—伺服系统的动态特性试验技术进行了研究,提出采用空气舵—伺服系统工作状态下的特性试验方法,获取工作频率内空气舵的模态;利用脉冲/随机激励进行模态试验,获取伺服系统工作频率范围之外空气舵的模态。为模拟空气舵在飞行状态不同受载状态,设计了5种舵面边界模拟方法,获得不同载荷下频率的变化。

空间科学实验平台分布式风回路优化设计

空间科学实验平台是集机械、热控、电子学及通信等系统于一体的综合平台,能够为有效载荷提供适宜的工作环境.为减小通风回路的流动阻力,提高空气流量及其散热能力,对采用强迫通风冷却散热方式的空间科学实验平台分布式风回路提出三种结构布局并进行对比.利用计算流体力学方法对三种布局的压力场和速度场进行了计算,得到空间科学实验平台内部阻力和速度分布.综合考虑三种布局的结构及流场阻力特性,得到空间科学实验平台分布式风回路的优化设计结果.

临近空间高速飞行器及其动力系统发展现状

随着科学技术的不断进步,临近空间高速飞行器技术得到了迅速发展。分别从助推-滑翔飞行器、吸气式动力巡航飞行器和空天往返飞行器三个方面,系统地介绍了近年来国外临近空间高速飞行器的发展现状,分析了其发展趋势,并总结了国外临近空间高速飞行器动力系统的发展现状。

航天总体设计的智慧研发模式

新一代航天复杂装备的发展,亟须改变传统研制模式,提升总体设计水平,缩短研制周期,降低试验成本。同时,我国航天装备研制过程积累的大数据资源没有形成有效的知识积累与重用手段,并且多专业强耦合的总体设计研制流程信息化程度低,导致专业内部和专业之间协同不高效,难以驱动装备总体方案设计实现敏捷、高效、最优。因此,如何建设智慧研发体系成为当前航天总体设计面向数字化、智能化融合发展的主要焦点问题。本文介绍了航天装备总体设计的智慧研发模式,分析了难点与需求,提出了实施途径、模型体系、研制流程和支撑平台架构,以研制流程高效可控、数据智能学习、知识驱动设计、系统耦合验证为构建思路,用于指导建设新一代航天装备总体设计的智能化、协同化研发环境,支撑产品自主研发能力和产品研发活动规范高效地开展,指导设计持续改进,推动航天装备数字化研制。

C/C复合材料螺栓在拧紧力矩条件下的力学性能研究

简要总结了螺栓拧紧力矩与应力的关系。在此基础上,研究了C/C复合材料螺栓在拧紧力矩条件下的破坏形式和强度性能,得出它与普通金属螺栓的性能具有很大区别,获得的数据为复合材料连接件的设计提供帮助。

复合材料结构高温力热试验时的声发射测试技术研究

介绍了复合材料结构在高温地面力热试验的环节面临的挑战。针对结构在高温条件下应变测量和损伤预测的难点,进行了高温声发射(AE)测试技术的研究,以CMC材料为例总结了载荷条件下AE信号的特点,介绍了在典型结构试验中的应用。最后提出了今后进一步发展的方向。

复合材料热结构螺栓连接刚度试验分析方法

本文以C/SiC螺栓为例,研究复合材料热结构连接刚度的试验分析方法。分析了常温下预紧力矩与螺栓轴向力之间的关系,考虑高温对预紧力的影响并给出了预紧力矩修正公式。针对高温条件下难以获得螺栓真实预紧力、从而影响对热结构连接刚度进行正确判断的难点,建立了一种在高温条件下通过动力学试验获取结构连接刚度的技术途径,并采用典型连接件开展了相关的试验研究。

DES方法对返回舱气动热环境数值模拟

脱体涡模拟方法(DES,Detached Eddy Simulation)由于结合了湍流模型(RNAS,Reynolds Averaged Navier-stokes)和大涡模拟(LES,Large Eddy Simulation)两者各自优势,是模拟非定常大分离流动的有效方法.采用基于SA(Spalart-Allmaras)湍流模型的DES方法,对高超声速返回舱外形进行数值模拟,计算所得的返回舱表面压力及热流分布与实验结果吻合,证实了DES方法的优越性.最后,在DES方法中加入可压缩修正,结果证实在高超声速流动中,可压缩修正方法在一定程度上能够提高原始模型的预测性能.

INS控制量辅助GNSS卡尔曼跟踪环路方法

针对高动态环境下锁相环易失锁、跟踪不稳定的情况,提出了INS控制量辅助GNSS卡尔曼跟踪环路的方法。该方法利用INS和GNSS计算多普勒频率的变化率,并将该加速度信息作为控制量与卡尔曼滤波器进行融合,叠加到卡尔曼滤波器的状态量上,起到辅助跟踪环路的作用。仿真实验以及数据分析表明,该方法可显著提高载波环的动态性能以及接收机的定位测速精度,在高动态环境下,相较于INS辅助传统环路的算法,使用INS辅助卡尔曼环路时定位误差减少2%~3%,测速误差减少4%~72%。

纳米复合隔热材料高温等效导热系数辨识方法

搭建高温瞬态热特性实验装置,测量获取某纳米复合隔热材料在290~1 090 K温度范围内的高温瞬态热特性数据。基于辐射与导热耦合传热模型和群体智能优化的遗传算法,建立随温度变化等效导热系数的辨识模型。通过数值实验验证了辨识模型的可靠性。结合真实实验测量所得高温瞬态热特性数据,辨识获取材料在290~1 090 K温度范围内的等效导热系数,介于0.027~0.043 W/(m·K),随温度升高呈非线性上升趋势。

航天器处X射线脉冲星观测信号模拟方法

航天器处X射线脉冲星观测信号模拟对脉冲星信号处理方法及导航方案的验证具有重要意义.通过建立航天器处光子到达时间与相位之间的关系,可显著提高脉冲星信号模拟算法的效率.目前建立的航天器处光子到达时间与相位之间关系模型并未考虑接收信号频率变化,模拟精度较低.针对这一问题,本文建立了考虑频率一、二阶导数时的光子到达时间与相位关系模型,并基于该模型给出航天器处观测信号模拟方法,提高了脉冲星观测信号模拟算法精度.仿真实验证明,相比于迭代法或实时计算航天器处光子到达速率函数的方法,利用推导的光子到达时间与相位关系模型,仿真速度最高可提高3个数量级,保证了信号模拟算法的高效率;且相比于未考虑频率变化的情况,由包含频率一、二阶导数的模型得到的Pearson相关系数最高可提高350.0%,显著提高了计算精度.

X射线脉冲星导航的最优观测周期确定

最优观测周期的确定对脉冲星导航计算具有重要意义。首先推导了航天器处观测脉冲相位估计方差的理论下界,然后给出了观测脉冲相位估计误差与脉冲星观测周期之间的关系式,并以观测脉冲相位估计的均方误差最小为准则,给出了最优观测周期的近似计算公式,最后利用脉冲星PSR B0531+21的实测数据验证了该关系式的正确性。仿真结果表明所给最优观测周期计算公式对脉冲星PSR B0531+21的预测误差为44 s,证明了所给公式的正确性,为导航中脉冲星观测周期的确定提供了理论基础。