电推进粒子网格法模拟中计算加速方法的研究综述

粒子网格法(PIC)模拟电推进装置等离子体时具有很强的第一性,但是模拟过程中计算负载很大,故PIC模拟的计算加速方法不可或缺。本文从电推进装置基本性质、低温等离子体物理特性和PIC算法特点作为切入点,明确了PIC方法在电推进装置模拟过程中计算负载高的原因;结合国内外的研究现状,从建模、时空尺度、算法与并行三个层面介绍了对应计算加速方法的原理和效果;对各类计算加速方法进行了总结和展望。

电推进粒子模拟中并行化方法研究综述

电推进装置的粒子模拟手段由于其第一性强、物理假设少的特点,可以很好地保留推力器的各种非线性物理过程性质,但计算负担极大,并行计算是一种有效方法计算时间的方法。本文总结了国内外研究现状;分析了粒子算法中并行计算的计算机实现,对并行计算的基础进行了介绍;针对并行计算中的关键技术问题,即粒子部分的并行算法设计、电磁场求解的并行算法设计和计算负载均衡问题进行了概述;最后对电推进装置中并行计算方法进行了总结和展望。

空间电推进微小推力测量技术

针对应用于空间电推进领域的微小推力测量技术的研究现状,回溯了微小推力测量技术的发展历程,梳理了测量方法的技术路线,详细介绍了扭摆式、悬摆与倒摆式、天平式和投靶式测量装置以及电磁式微小推力测量装置;针对测力系统的标定技术进行了综述,介绍了有力源微小推力标定方法和无力源标定方法;根据微小推力测量装置自身特性,介绍了其性能评估方法与环境相互作用的噪声响应情况。最终分析了微小推力测量技术的特点,给出了对该技术持续研究与开展应用的认识。

基于相对可达域的航天器博弈均衡求解方法

针对脉冲推力下的航天器追逃博弈问题,提出了一种基于微分博弈理论和相对可达域的纳什均衡求解方法。首先,构建了单脉冲追逃博弈场景,利用微分博弈理论推导了博弈的纳什均衡必要条件;其次,利用CW方程解析推导了航天器的相对可达域表达式并分析了可达域性质;然后,通过分析追逃双方航天器的相对可达域的可能空间关系,确定了博弈纳什均衡的存在情况;最后,利用相对可达域确定了航天器在猜测的纳什均衡下的终端状态,通过打靶法求解了纳什均衡策略,并仿真验证了所得策略在纳什均衡下的性质。结果表明,在纳什均衡状态下博弈双方将采用最大脉冲幅值朝着同一方向机动。

背景压强对电推进羽流场影响的数值模拟

真空舱内背景压强是电推力器地面试验过程中影响工作性能评估和羽流场参数诊断的重要参数。针对LIPS-200型离子推力器羽流场参数的数值仿真中采用的背景压强建立方法进行了仿真分析。仿真中采用混合粒子网格(PIC)方法和直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法处理羽流场中等离子体运动和粒子间碰撞,分别采用虚拟粒子和计算粒子建立压强的方式,对电推进羽流场进行了数值模拟,并与绝对真空环境进行对比分析。结果表明:背景压强的存在导致中性粒子和电荷交换离子数密度较绝对真空环境高1个量级以上。虚拟粒子可大幅提高计算效率,获得的流场中电荷交换离子分布与计算粒子结果相近,但中性粒子分布相差较大,虚拟粒子无法表征壁面及真空泵的影响。

电推进磁喷管研究综述

在电推进领域,通常使用“收敛-扩张型”或“扩张型”的同轴附加磁场来对推力器的羽流进行约束和加速,以获得更好的推进性能,该附加磁场被称为磁喷管。本文介绍了磁喷管的应用前景、基本概念及磁喷管中涉及的主要物理机制和简要的工作原理,调研了国内外磁喷管的研究现状,总结了广泛采用的三种数值模拟方法,分析比较了各种模型、方法的优缺点,同时介绍了基于各式等离子体源的磁喷管实验研究。在此基础上,提炼出了研究者们共同关注的四个关键的科学问题及学界目前对这些关键问题的认识,进而分析了磁喷管研究领域目前的发展趋势,对中国未来的磁喷管研究提出了建议与展望。

基于三体问题的地月空间中转站轨道设计

针对未来地月空间中转站的建设需求,进行中转站轨道选择与转移轨迹设计。基于地月空间周期轨道,综合考虑轨道构型、稳定性等因素,选定L_(2)点的南近直线晕轨道(NRHO)作为目标轨道。针对NRHO稳定性强、转移难以实现的问题,基于三体Lambert算法通过月球借力从奔月轨道转移到NRHO。为克服NRHO无明显流形结构的缺陷,基于Cauchy-Green张量提出相空间主拉伸方向理论,进而拼接Lambert段与沿主拉伸方向的反向积分轨迹,获得施加转移脉冲的最有效方向,求解低能转移轨迹。研究结果表明,月球借力转移可以用于载人探月,Lambert拼接法能有效缩短低能转移的时间,为中转站货运提供轨道参考。

烧蚀箍缩脉冲等离子体推进系统实验研究

脉冲等离子体推力器(PPT)是最早用于空间任务的电推力器.烧蚀Z箍缩脉冲等离子体推力器(AZPPT)因其同轴前后式和阳极尖锥的特殊构型可以在较小体积和功率下实现较高的推功比和比冲.研究阳极尖锥长度、充电电压、放电次数对AZPPT性能的影响,试验表明随着充电电压的升高,推力器放电电流峰值、羽流等离子体电子温度、元冲量等参数升高,证明可通过改变电压实现推力的宽范围调节.阳极尖锥高度增加时,推力器的元冲量有少量下降,比冲有明显上升,相比没有尖锥时,比冲最高提升23.7%,总体效率最高提升7.3%,证明该结构在小功率AZPPT中的性能优化作用.基于以上结果,设计开发了一款1 U小型化、模块化推进系统.推进系统点火成功,5 J放电能量下元冲量达193.72μN·s,具有小功率、综合性能好、结构紧凑等特点.

自身场磁等离子体推力器数值仿真流场特性分析

磁等离子体推力器以其推力大、比冲高等特点,成为未来深空探测和星际航行任务首选的电推力器类型。研究推力器内部等离子体流场特性,有利于解释推力器出现的物理现象。针对特定自身场磁等离子体推力器,建立磁流体模型,使用TVD Lax-Friedrich格式以及ADI方法对推力器内部及羽流进行数值求解,得到等离子体流场及等离子体参数分布情况。仿真结果显示,在高电流工况下,等离子体羽流更加集中,轴向加速效果更加显著,但阴极温度较高,不利于阴极的使用寿命。

最大射程滑翔在线制导方法研究

针对使高超声速滑翔飞行器达到最大射程的实时在线计算问题,用奇异摄动方法推导生成了在线最优制导方案。首先,根据纵平面内二维运动假设条件建立滑翔器的动力学方程,并对其进行无量纲化。其次,根据状态变量的变化快慢将模型划分为三个时间尺度,采用奇异摄动法在三个尺度上分别求出零阶外解、一层内解和二层内解,整合得到过载近似解析表达式。最后,将所提方法与伪谱数值解法进行仿真对比。仿真结果表明,所提方法的精度在合理范围内,且计算时间大幅缩短,满足滑翔器最大射程的闭环在线最优控制。

含有耦合力矩对消装置的多体遥感卫星姿态控制

含有多自由度光学载荷的遥感卫星可在卫星本体保持姿态稳定的情况下执行成像任务,对含有耦合力矩对消装置的多体遥感卫星姿态控制进行了研究。首先,基于显式凯恩方法建立了含有二自由度光学载荷的多体遥感卫星动力学模型;然后,建立了扩张状态观测器,对卫星本体受到的内外总扰动进行估计,并基于扩张状态观测器设计了星体姿态控制律;最后,设计了基于动量轮的内部耦合力矩对消方案,通过设计动量轮指令转速,利用动量轮产生的力矩抵消光学载荷转动对卫星本体产生的干扰力矩,避免了卫星本体姿态控制力矩幅值过大的问题。数值仿真验证了所建立的卫星动力学模型与控制方案的正确性和有效性。

智能机动突防策略研究进展

随着人工智能技术的发展,机动突防策略研究迎来了更多的可能性,也为未来复杂多变的战场环境提供了新的技术支撑。近年来,智能方法在协同拦截、机动突防等问题上得到了广泛的应用。在深入理解模型内在机理的基础上,将深度神经网络、强化学习等技术与最优机动、微分对策、高超声速飞行器纵程解析解等经典研究相结合,在智能制导方面取得了一系列相关成果。对相关研究进行了系统总结,为智能机动突防的实际应用打下了良好基础。

基于FlightSim和PyQt的电视制导系统仿真

针对电视制导系统仿真中简化的导引头模型精度和逼真程度不足的问题,提出了一种考虑图像处理过程的电视制导系统仿真方法。首先,利用FlightSim软件实现导弹的动力学仿真并实时生成三维场景;然后,采用PyQt库封装导引头图像处理过程并创建用于“人在回路”交互的GUI;最后,通过接口函数和Socket建立FlightSim程序与PyQt程序之间的通信。仿真结果表明,该系统能够逼真地模拟带有图像处理环节的电视制导过程,具有较好的应用价值。

高速再入飞行器跟踪制导方法对比研究

针对标准再入轨迹跟踪制导问题,比较研究如何选取控制方法。采用Radau伪谱法由标准迎角方案、过程约束和飞行任务性能指标优化得到标准再入轨迹;分别以LQR控制和滑模控制建立纵向轨迹跟踪制导的控制模型,采用倾侧角反转策略作为横向制导方法,得到两种轨迹跟踪制导控制器。仿真结果表明,基于考虑模型或参数不确定性滑模控制的轨迹跟踪制导控制器鲁棒性较好,模拟试验成功率较高。

吸气式组合动力飞行器爬升段最优弹道特性研究

针对吸气式组合动力高超声速飞行器爬升段最优弹道特性开展研究。首先,构建了飞行器动力学模型及考虑能量最优的爬升段优化模型,优化模型以迎角变化率为控制量,可满足特定终端迎角需求。然后,采用Radau伪谱法对不同推力条件下的爬升弹道进行优化,仿真得到不同推阻匹配环境下的最优弹道。最后,对弹道特性进行深入分析并验证了弹道的最优性。研究表明,在不同推力条件下爬升段弹道呈现出规律性的周期不同的振荡特性。研究结果可为吸气式组合动力飞行器爬升段制导律设计提供参考。

不同环境下宽径比对碳纤维增强环氧树脂复合材料开孔层压板压缩失效的影响

复合材料结构强度的参数影响研究是结构设计的必要内容,然而还缺乏在不同湿热环境条件下结构尺寸对其强度的影响研究。采用数值和试验方法研究了宽径比(W/D)对不同湿度、温度时T800/X850碳纤维增强环氧树脂复合材料(CF/EP)开孔层压板压缩强度的影响。设计了参数影响研究试件,通过试验获得了不同湿热条件下的开孔层压板压缩失效结果;并利用现有的考虑湿热影响的复合材料渐进损伤方法,建立了湿热及几何参数影响的渐进损伤模型,通过将预测结果与试验结果对比验证了模型正确性。进一步结合试验和数值分析,揭示了不同湿热条件下几何参数的影响规律。研究表明:湿热环境对T800/X850 CF/EP开孔板的压缩失效载荷影响显著,相比于室温干态(RTD),室温湿态(RTW)和高温湿态(ETW)压缩失效载荷分别下降了7.75%和14.68%;RTW和RTD失效形式接近, ETW失效形式不同且失效面积更大;RTW和RTD时压缩失效强度随W/D的增大而增大,增大速度相似, ETW增大速度比前两者慢。

Nomex-Kevlar平纹织物超高速撞击本构模型开发

为了研究Nomex-Kevlar平纹织物对空间碎片的超高速撞击力学特性,运用LS-DYNA本构模型二次开发技术开发了Nomex-Kevlar平纹织物在超高速撞击条件下的带最大应力失效标准的线弹性正交各向异性本构模型,并定义了Nomex-Kevlar平纹织物在超高速撞击条件下的Gruneison状态方程参数。运用光滑粒子流体动力学方法和有限元方法建立了与NASA试验工况相同的Al-2017-T4球形弹丸以6.84 km/s速度斜向30°撞击Nomex-Kevlar平纹织物的数值分析模型。仿真结果与试验结果的比较表明,本文中开发的本构模型以及建立的数值分析模型可以准确描述Nomex-Kevlar平纹织物的超高速撞击力学特性。

碳纤维/树脂复合材料多钉连接钉载系数测试方法

为解决由于碳纤维/树脂复合材料多钉连接结构中钉载分配状态和测试方法不同导致的钉载系数测试分散性不明确的问题,针对应变片和钉载矢量传感器两种测试方法,提出基于不确定度理论的钉载系数相对测量不确定度的计算模型,并计算两种测试方法对碳纤维X850/树脂复合材料单剪、双剪连接结构钉载系数的相对测量不确定度。结果表明,应变片测试方法中,单剪结构钉载系数无法准确测量,双剪结构钉载系数相对测量不确定度通常超过2.8%,且随结构中螺栓数目和应变片贴片角度偏差的增加而增大;钉载矢量传感器测试方法中,单剪、双剪结构钉载系数均可测试,且针对任意螺栓数目结构,其钉载系数相对测量不确定度最大不超过1.5%。