挠性航天器姿态机动的主动振动控制

研究了挠性航天器姿态机动过程中挠性附件的主动振动控制问题。针对刚性主体上带有挠性梁的航天器,在建立挠性系统动力学模型的基础上,采用滑模变结构控制策略进行挠性航天器的大角度机动控制,为了快速抑制由于刚体运动而激发的弹性振动,在挠性梁上配置压电致动器,并通过速度反馈设计压电致动器的控制律。仿真结果表明,此方法在实现了旋转机动的同时,有效抑制了弹性振动。

基于载波相位差分GPS的多航天器编队飞行相对导航

航天器编队飞行协调工作,必须精确确定各航天器的相对位置和相对速度,即进行编队飞行相对导航,而载波相位测量是目前测量精度最高的 GPS 测量方法。首先讨论了编队相对状态的估计结构,然后采用分散估计结构对载波相位差分 GPS 在多航天器编队飞行相对导航中的应用进行了研究。

GPS在多航天器相对导航和姿态确定中的应用

研究了 GPS在一类没有结构和力约束 ,但存在运动约束的多航天器系统中的应用。首先分析了GPS在该系统中应用的模式和方案 ,重点研究了相对 GPS(RGPS)导航和 GPS姿态确定的方法和算法。然后提出了 GPS在该系统中应用的总体结构和功能结构。最后对 GPS在该系统中应用的选星、滤波器设计、误差消除等问题进行了讨论。研究结果有助于 GPS在多航天器系统中应用的标准化。

挠性航天器大角度机动的滑模变结构控制

考虑刚性主体上带有挠性梁的航天器,在建立挠性系统动力学模型的基础上,采用指数趋近率的滑模变结构控制策略进行大角度机动控制,并通过最优控制理论设计弹性稳态器抑制由于刚体运动而激发的弹性振动。数字仿真表明,提出的控制策略在实现旋转机动的同时,有效地抑制了弹性振动。

刚体航天器最短时间姿态调整研究

在最小值原理的基础上,研究了完全刚体最短时间机动问题。由最小值原理推导出问题解的必要条件,采用修正开关时间优化算法,由遗传算法确定无耦合项时的开关特性;基于同伦算法的思想,引入松弛参数,采用模拟退火法确定开关点,对传统模拟退火法进行了改进。仿真结果表明,该方法简单可行,对实际工程有一定的参考价值。

高过载条件下绝热层烧蚀实验方法研究 (Ⅰ)方案论证及数值模拟

分析了高过载对固体火箭发动机流场和绝热层烧蚀的影响规律,提出一种新的研究思路:采用数值模拟方法来预示发动机三维两相流场,建立高过载流场模拟实验装置,开展绝热层烧蚀实验,建立高过载条件下的绝热层烧蚀模型,在此基础上发展高过载发动机绝热层设计和烧蚀预示方法。其中关键技术是高过载流场的模拟,对粒子加入法和弯管分离法两种方案进行了论证,认为弯管分离法原理上是可行的。为了验证这种方案的可行性,开展了弯管通道两相流的数值模拟研究,计算结果表明弯管装置具有使凝相粒子聚集形成高浓度粒子流的功能。

火箭基组合循环(RBCC)推进系统概念设计模型

简述了火箭基组合循环 (RBCC)推进系统及相应概念设计模型的发展与不足 ,并应用准一维流动理论及化学反应动力学理论建立了RBCC一维性能预估数学模型。该模型耦合了有限化学反应速率模型 ,考虑了包括变几何截面积、引射流动、燃料喷注、混合、燃烧及摩擦损失等多种影响流动的因素 ,并采用变步长半隐式多步龙格 库塔方法进行了数值求解。

颗粒冲刷对绝热层烧蚀影响的实验研究

设计了两套冲刷状态可调的烧蚀实验发动机,开展了颗粒冲刷对绝热层烧蚀影响的实验研究。结果表明,冲刷速度是影响绝热层烧蚀的最主要因素;颗粒冲刷速度较低时,即使颗粒浓度很高,烧蚀率也并不是很大;对烧蚀数据进行的回归分析表明,最大线烧蚀率与颗粒冲刷速度平方接近正比关系,而颗粒浓度的影响非常小。

热空气中硼粒子点火模型研究综述

说明了硼粒子在热空气中的点火现象。阐述了两种不同的硼粒子点火机理和实验依据及相应的化学反应 ,比较了不同点火机理下硼粒子氧化层的产生和消耗速率 ,分析了影响硼粒子点火的因素 ,建立了硼粒子在空气中点火的数学模型。

过载条件下固体发动机内流场数值模拟

应用颗粒轨道模型 ,连续相控制方程按二阶迎风有限体积方法进行离散 ,并对纵、横加速度载荷均为2 0g、 30g和 35g的固体火箭发动机燃烧室内两相流动进行了模拟。结果表明 ,有纵横加速度载荷的情况下 ,发动机燃烧室内颗粒相会形成粒子聚集流 ,对承载方向的装药和壁面产生严重的冲蚀 ,明显改变了发动机燃烧室内原有的轴对称流动形态 ,同时承载方向上粒子聚集流的最大密度点随横向加速度的增加而远离发动机后封头。这些结果与实验发动机试车结果有较好的一致性 。

电推进研究的技术状态和发展前景

论述了各类电推进器的工作原理、研究状况 ,在分析其主要工作特点的基础上 ,并根据国外成功应用的实例 ,说明了各类电推进器的适用场合。并就电推进器的研究与应用发展前景进行了展望。

含硼富燃料推进剂燃烧机理研究

分析了AP包覆硼对含硼富燃料推进剂低压燃烧的影响。通过微热电偶测温和火焰单幅照相技术分别测试含硼富燃料推进剂燃烧波温度分布及燃烧火焰结构; 根据气相温度变化的趋势, 把该推进剂的气相区燃烧又分为三个子区, 并给出了三个子区的厚度, 分析了各区温度变化趋势不同的原因。用扫描电镜对熄火表面形貌进行观察, 并通过能谱仪进行局部元素分析; 该推进剂中断燃烧熄火纵向剖面的实验表明, 该推进剂的燃烧表面存在“沉积层”; 分析认为该“沉积层”由硼、积炭和少量的三氧化二硼组成, 且基本惰性。燃面上“沉积层”的厚度与温度分布曲线中燃面上气相区的厚度基本一致, 认为该推进剂的气相反应在燃面上的惰性“沉积层”中进行。

一种基于小波变换的图像融合算法

本文给出了一种基于小波变换的图像融合方法 ,并针对小波分解的不同频率域 ,分别讨论了选择高频系数和低频系数的原则 .选择高频系数时 ,基于绝对值最大的原则 ,并对选择结果进行了一致性验证 .文章设计了三种选择低频系数的方案 ,即平均法、Burt提出的平均与选择相结合的方法和基于边缘的方法 .平均法在一定程度上降低了图像的对比度 ;平均与选择相结合的方法根据两幅图像的相关性采用平均法或选择法 ;第三种方法是一种基于边缘的方法 ,在多幅原图像中选择最有可能是边缘的点加以保留 ,得到的合成图像最清晰 .文章最后将提出的算法用于多聚焦图像的融合 .从仿真结果可以看出 ,文中给出的方法可以很好地保留多幅原图像中的有用信息 ,得到多个目标聚焦都很清晰的融合图像 .通过比较可知 ,如果尺度系数的选择采用第三种方案 ,融合图像的视觉效果最好 .

一种旋流式喷嘴的实验和数值研究

对一种小尺寸复杂结构的旋流式喷嘴进行了实验和数值研究。实验研究中确定了喷嘴前后压差与流量间的对应关系。数值研究中应用VOF方法对喷嘴内三维气液两相流动进行了计算 ,并与实验结果做了比较 ,二者吻合较好。而后应用该算法对喷嘴在不同结构尺寸下的流动过程进行了计算 ,对比分析后发现 :旋流室及旋流器的结构和尺寸均会对喷嘴出口速度产生影响 。

燃烧条件下影响推进剂脱粘面扩展的因素

研究了固体火箭发动机推进剂与包覆层界面脱粘在燃烧条件下扩展的影响因素。对含有预制脱粘面的试件进行了大量的燃烧试验 ,用X射线实时成像系统记录了燃烧过程 ;根据组成试件的不同材料特性 ,分别用粘弹性和线弹性有限元方法计算了试件在燃烧过程中的应力应变状态 ,并利用修正后的J积分法对脱粘面扩展的可能性进行了预估。理论分析和试验结果均表明 :燃烧室增压速率、脱粘面尺寸、边界条件等因素对脱粘面扩展均有较强的影响。该研究结果对制定固体火箭发动机装药失效判据有一定参考价值。

变质心控制策略分析

导弹高速飞行时，气动舵控制方案存在着舵面烧蚀及控制效率降低等弊端。本文研究了一种新颖的适用于再入飞行器的控制方法──变质心控制，从根本上克服了气动舵控制方法的不足。建立了完整的变质心控制导弹六自由度非线性动力学方程，深入分析由于导弹质心移动引起弹体姿态角变化的两个重要因素，分别给出针对弹体自旋转角频率高、低不同情况时相应的控制策略，为进一步设计导弹控制系统奠定了坚实的基础。

火箭基组合循环发动机引射模态流动分析

应用迎风格式有限体积方法求解N S方程的基础上 ,数值模拟了火箭基组合循环 (RBCC)发动机引射模态进气道 /混合段 /燃烧室 /尾喷管 /引射火箭内的流动过程 ,分析了引射模态流道中的复杂流动结构 ,从理论上探讨了火箭引射模态工作过程机理 ,讨论了RBCC实验模型的混合性能 ,最后与实验结果进行了比较 ,二者吻合较好。

含硼富燃料推进剂各组分对其低压燃速的影响

采用推进剂静态燃速测试仪和氧弹式量热器的试验方法 ,研究了各组分对含硼富燃料推进剂低压燃速和爆热的影响。结果表明 :增加高氯酸铵 (AP)含量、添加燃速催化剂、增加超细AP的含量 ,可以提高该推进剂的低压燃速 ;硼含量的增加可以提高推进剂的爆热 ,但燃速略有降低。热分析的结果表明

防空导弹直接力与气动力复合控制系统设计

以大气层内拦截导弹侧向直接力和气动力的复合控制系统为研究对象 ,首先分析了侧向喷流与来流的干扰现象 ,建立了通过干扰放大因子来描述的侧喷与来流的干扰模型和侧向直接力与气动力的复合控制模型 ,将复合控制系统分解为直接力子系统和气动力子系统 ,并分别针对侧向直接力和气动力的特点设计了直接力控制子系统和气动力控制子系统 。

动网格生成技术

基于动气动弹性仿真中二维动网格方法的研究,提出了一种三维动网格生成技术,该方法的主要特点是在计算域内利用原有的初始网格进行插值计算来构造新网格。对于流体-结构耦合中每时间步长计算的动网格算法主要考虑网格的稳定性和计算效率。最后,选取了二维、三维中一些有代表性的实例进行了演示,结果表明对于变形量不是很大的情形是令人满意的。