摘要：在发射及飞行过程中外部环境产生的声学和振动激励易对运载火箭内部有效载荷产生威胁,多孔材料作为一种轻质吸声材料被广泛运用于运载火箭整流罩的降噪减振相关研究中.本文基于多孔材料物理模型和多流体阻抗传递理论,结合声学阻抗管实验以及声学有限元,利用粒子群优化算法开展了多孔材料参数拟合以及声学性能优化研究.利用三聚氰胺、聚酯纤维和玻璃棉三种多孔材料设计了一种多层多孔材料声学覆盖层,对其厚度分配以及排布方式等因素进行了优化设计,并设置了对照组,通过阻抗管实验验证了优化后的声学覆盖层的吸声系数得到了显著提升;基于整流罩圆柱段圆柱空腔实验平台验证了多层多孔材料声学覆盖层的降噪减振性能,通过声学有限元对多孔材料在圆柱空腔内的敷设位置以及敷设率对降噪减振的影响开展了仿真分析,并为敷设位置以及敷设率的选取给出了工程建议,能对多孔材料的实际应用提供设计指导.

摘要：固体火箭发动机的喷管结构约束对推进剂在烤燃刺激下的响应过程具有显著影响。为研究喷管喉径对GAP基固体推进剂烤燃响应过程的影响规律,设计搭建了喷管结构试验件的热载荷加载与控制系统,基于激光高速纹影成像技术,观测了发动机喷管结构约束下GAP基推进剂烤燃响应的完整过程,同时测量了烤燃过程中的试验件温度和点火响应产生的冲击波超压。结果表明:含喷管约束的GAP基固体推进剂试件的烤燃响应可分为点火前推进剂软化膨胀,点火后燃烧火焰加速、燃烧转爆轰、壳体失效、爆燃过程。点火后响应过程仅持续0.5~2毫秒。燃烧火焰加速阶段压力缓慢增长,当喷管喉径较小时,流动易发生壅塞,使压力和燃速快速增长并相互促进,导致发生燃烧转爆轰;而喷管喉径较大时,试验件内压力的快速增长无法发生或者维持,降低了燃烧转爆轰的可能性,试验件结构完整性得以保持。

摘要：针对水下航行器覆盖层厘米级厚度与米级低频探测波长的尺度矛盾难题,通过超磁致伸缩换能器次级发射阵元研制及发射单元表面构型优化,基于相控阵的主动回波控制方法开展水下大试样主动回波控制效果的仿真评估。通过声学有限元模型数值仿真与大型压力消声水罐中的试验数据对比,验证空间声场中3个位置的声压级与声压云图,并研究不同阵列布局在300~2000 Hz的低频带范围内6个频率点的声场一致性。研究结果表明:频率越高,形成的平面声场一致性越差;以方盘为阵元的阵列形成的平面声场一致性优于圆盘阵列;最优阵列布局可在10 m后形成较好的平面声场,配合发射单元的最优构型进一步改善主动回波控制下的声场均匀程度,以达到更好的控制效果。

摘要：湍流边界层流动广泛存在于自然界、航空航天以及环境工程等领域.壁面摩擦速度是湍流边界层理论研究和工程应用中的一个重要参数,对其进行准确预测具有十分重要的科学意义和工程价值.文章基于雷诺平均动量方程提出了一种利用湍流边界层平均速度和雷诺应力剖面预测壁面摩擦速度的积分方法.该方法仅需要同一流向位置、边界层外层的平均流场分布,显著降低了对近壁面流场数据的依赖性.通过文献中大量的直接数值模拟和实验数据验证,该方法的相对误差在±3%以内,且受积分上下限以及边界层厚度等模型参数的影响较小.通过与文献中具有相似积分形式的壁面摩擦速度预测方法比较,发现湍流边界层壁面摩擦速度预测方法的精度与选取的总切应力模型密切相关.本文提出的壁面摩擦速度预测方法适用于不可压缩、零压力梯度光滑及粗糙壁面湍流边界层流动,具有精度高和鲁棒性强等特点,研究结果可为航空航天及能源动力等领域重大工程应用中湍流壁面摩擦阻力的准确预测和调控提供理论指导.

摘要：增阻球是实现低轨航天器寿命末期离轨的主要装置之一,薄膜球体在使用之前需要长期封装在狭小的空间中,因此如何实现高密度低损伤折叠以及平滑充气展开是该装置使用的关键。考虑到增阻球大多是由一定数量的单瓣粘接而成,因此首先提出考虑形状稳定性和经济性的最优瓣数构型设计方法。进一步针对单瓣结构提出对称并联式z型折叠方案,并给出了该方案的折叠体积和损伤量化方法。然后,为增大折展比,降低折痕损伤,给出了增阻球优化折叠方案,并对直径6 m增阻球进行了仿真验证。基于此方案,分析了瓣数构型、充气速度以及球体内部初始压力和温度等因素对增阻球平滑展开的影响。结果表明,该折叠方案能够实现增阻球的高密度低损伤折叠,此外,通过增加瓣数构型、减缓充气速度、避免过度抽真空以及减少太阳光直射等方法,可以有效减缓增阻球展开过程中的姿态振荡,加快其达到稳定状态。

摘要：为提升月球返回拓展任务转移轨道设计的灵活性,构建了月球返回规避机动无约束设计模型,并据此发展了利用规避机动的月球返回拓展任务转移轨道设计方法.首先,分析讨论了规避机动后轨道安全约束的三种情况,发展了一种规避拉起高度自适应控制技术,在不引入设计约束的情况下实现了满足安全高度需求的同平面规避机动解析计算;然后,推导了规避机动与转移轨道参数之间的映射关系,提出了一种基于旋转平面的规避机动设计方法,实现了规避机动与后续转移轨道的匹配,并据此建立了月球返回规避机动无约束设计模型;最后,分析了规避机动的轨道几何与燃料消耗特性,分别以大幅值逆行轨道(DRO)与小行星为目标构建了月球返回拓展任务转移轨道设计模型,对所提方法进行了数值验证.数值仿真结果表明,提出的月球返回拓展任务转移轨道设计方法具有较强的寻优能力,能够支持不同探测目标的月球返回拓展任务转移轨道设计.

摘要：针对惯性仪表组件高精度惯量积测量中的无干扰力矩支撑方式需求,设计了径向气浮和轴向气浮相结合的组合气体轴承作为非接触支撑结构.为了研究支撑结构的承载能力,建立其理论模型,结合计算流体力学进行仿真,同时设计并搭建试验装置验证仿真的准确性.研究表明仿真与试验结果相近,并且发现非接触支撑结构的轴向承载力是惯量积测量时的薄弱处,结合参数化建模开展了轴向承载力提升研究.结果表明:增大支撑结构中的转子套筒大径有利于提高轴向承载力;结构改进后,轴向承载力提升182.98%,惯量积测量时的旋转速度上限提升54.10%,测量精度提升42.11%.

摘要：随着航天器智能化发展，航天器数量增加、任务数量及复杂度增加导致智能航天器测控需求增加，测控调度资源耦合程度增大，求解空间维度呈现指数型增长，然而现有方法对资源耦合问题的研究较少且调度效率无法满足任务需求。针对上述问题，提出了资源强耦合下改进遗传测控调度方法，首先对多星测控调度问题进行建模，分析测控调度问题中的资源耦合性，定义适应度函数及哈希表类型的冲突字典；在遗传算法基础上设计了任务序列与收益并存的二维染色体编码形式，提出了优势任务相关的初始种群多线程并行生成方法，引导优化解的探索方向；设计了并行顺序解耦的交叉、变异算子，在冲突字典的辅助下，按照基因顺序实现高效实时的资源耦合处理，最终通过迭代得到测控调度解序列。通过多组仿真试验结果，证明了该方法均具有良好的收敛性，且与常规遗传算法对比试验中，该方法任务收益平均提高了21.31%,同时运行时间平均降低了24.36%,进而验证了资源强耦合下改进遗传测控方法的高效性，为智能航天器运行及管理提供技术支撑。

摘要：针对航天领域中电子器件与电路板集成使用的汽相回流焊工艺进行数值模拟研究,对揭示汽相回流炉内的流体状态、明确传热机理、优化焊接参数以及揭示焊接电路板的温度分布具有极其重要的意义.提出一种针对汽相回流焊工艺过程仿真的数值模拟方法,建立汽相回流炉的整体模型,分析了回流炉中流体的运动状态以及与电路板之间的传热机理.随后建立单层蒸汽层的等效仿真模型,将温度计算结果作为其边界条件,通过设置压强差控制温升速率,对带有电路板的等效模型进行计算,预测焊接电路板的温度变化.将设计试验与仿真进行对比,结果表明,等效模型对电路板的温度分布模拟是准确的,对优化参数具有重要意义.

摘要：空间结构正朝着大型化和柔性化的趋势发展.针对此类结构,往往需通过研制地面缩比样机来验证其功能的可行性与动力学特性.为了能够通过缩比样机的动力学模型准确预测空间全尺寸结构的动力学特性,本文基于相似理论和多柔体系统灵敏度分析提出了一种空间多柔体系统的缩比等效动力学建模方法.首先,基于量纲分析和相似第三定理简化了模型间的相似关系,使得相似系统的设计仅需考虑模型的基本量纲标尺,并提出了更简捷的相似模型设计方法.其次,基于李群李代数理论和几何精确理论构建了多柔体系统的动力学模型.此外,为解决相似缩比模型因部分尺寸缩放后难以加工制备的问题,通过对多柔体系统动力学模型中部分设计参数进行灵敏度分析以指导缩比样机的结构调整.所设计的缩比等效模型能通过放松相似性关系对缩比模型设计的强约束提升缩比模型制造的可行性,同时能通过保持关键设计参数的相似性关系高精度地等效原模型的动力学特性.最后,通过数值仿真算例验证了本文所提出的多柔体系统缩比等效动力学模型的可行性和准确性.