摘要：针对平板空气舵模型,在激波风洞马赫数为10、单位雷诺数为2.1×10^(6)/m的来流条件下,采用纹影和热流传感器进行了主动引射气体对高超声速流场调控和降热规律的试验研究。获得了不同马赫数和压力的主动引射气体条件下,流场的激波结构和模型表面热流通量。试验数据表明:在空气舵上游通过主动引射气体进行流场调控,能够降低平板和空气舵的干扰加热;引射气体马赫数为2时,降热效果达到45%,引射气体马赫数为4时,降热效果达到70%以上;随着引射气体马赫数和压力的增大,引射喷口下方的平板、舵尖、舵面和舵轴的降热效果越好,热流降低幅值和区域均会增大;可以通过提高引射气体的压力,在较低的引射气体马赫数下达到与高马赫数引射气体相同的流场控制效果;主动引射气体对边界层流态和厚度的改变是决定平板空气舵降热效果的主控因素;高超声速流场中,较低马赫数的引射气体就能够改变下游的流态,但只有较高马赫数或较高压力的引射气体,才能对下游产生较好的降热效果;从气体流量需求的角度出发,建议采用“高马赫数、低压力”的引射出口参数进行引射系统设计。

摘要：针对我国木星探测、小行星采样返回等深空探测任务对大功率电推进系统的应用需求,开展了大功率离子推力器研究。通过采用四极环形磁钢会切场放电室、束流直径为40 cm的三栅极离子光学系统、石墨顶触持极六硼化镧空心阴极、耐高温磁钢等先进技术和材料完成了大功率40 cm离子推力器原理样机的研制。试验测试了40cm离子推力器原理样机放电损耗、工质利用率、加速栅电流、减速栅电流等工作参数和束流平直度、推力、比冲、效率等性能指标,试验结果显示:该样机在6.94 kW功率下,推力232 mN,比冲4 367 s,效率71%,束流平直度0.72。

摘要：高超声速飞行器长时间高超声速飞行时,与空气的剧烈摩擦将在飞行器外表面产生大功率热流。探讨热流测量原理、国内外热流测量现状,介绍基于热电堆原理的垂直测量大功率热流的传感器研制方案,为解决大功率热流测量问题提供参考,为辨别飞行器的飞行性能并为总体设计和改进提供技术支持。

摘要：应用特征值屈曲模态缺陷的方法,采用有限元软件ABAQUS和修正的RIKS法,对薄壁圆筒硬壳式结构进行非线性屈曲分析求临界轴压,并和基于航天飞行器轴压稳定性试验数据统计的工程计算公式的计算结果进行对比。结果表明,二者吻合较好,说明采用基于特征值屈曲模态缺陷的非线性有限元方法在工程设计中是可行的。该方法可以推广到求解其他结构形式的轴压稳定性问题,为解决航天飞行器硬壳结构及其他结构的失稳问题提供了有益的思路和方法。

摘要：遥测数字视频作为一种监控手段,在海军舰船中应用越来越广泛。为了满足舰船上视频图像实时传输解码和便于控制的需求,设计了一种基于嵌入式支持H.265和H.264的多路视频流解码装置。该设计采用海思Hi3519高性能芯片,通过以太网传输多路码流数据,可完成解码通道选择、分屏显示选择、图像分辨率设置等功能。通过交叉编译Qt库作为开发环境,软件界面操作简单,运行稳定可靠,可达到易操作,低延时的目的。实验结果证明,成功实现了在9路1080p30fps视频流下的快速传输和实时解码,且在高码率情况下实时显示的延迟小于200 ms,推动了遥测数字视频技术在海军舰船领域的应用。

摘要：高超声速飞行器头锥部位的烧蚀外形会影响飞行器的升阻比和飞行器的稳定性,烧蚀外形的准确评估对于长时间滑翔式飞行器的综合设计具有重要意义。本文介绍了头锥烧蚀外形计算方法,基于该方法对飞行器头锥烧蚀外形进行了仿真研究,某飞行器头锥烧蚀的仿真结果与试验结果吻合良好。对比了飞行器进行俯仰运动和滚转运动时的烧蚀外形,总结了烧蚀外形随飞行状态变化的演变规律,俯仰运动影响头锥迎风面和背风面的烧蚀量,滚转运动影响头锥烧蚀位置。

摘要：为了提升兰州空间技术物理研究所研制的一种5 k W霍尔推力器LHT—140的性能,采用ANSOFT软件进行了磁场优化设计,将磁场径向分量的轴向梯度提高了47%,相同励磁激励下放电通道中的磁场强度提高了38%。建立了一个R-Z平面内的二维particle-in-cell(PIC)等离子体模型,对磁场优化后推力器的性能进行了仿真分析,预估其在300~800 V放电电压、10~15 mg/s流率范围内,推力提升了9.6%~22.1%,效率提升了8.7%~19.3%。性能验证试验表明磁场优化后在相同放电电压与流率下,性能提升的测试值高于仿真值。

摘要：为方便设备的远程升级维护,提高测试效率,提出一种基于远程动态重构的通用靶场测控系统设计方案;通过PXI总线将试验所需的各模块集成于前端测控组合,由后端主控计算机完成对前端设备的综合调度,由数据处理计算机完成遥测数据的实时处理;利用可编程片上系统实现测控组合中部分模块的远程动态重构功能,使同一设备适应不同RS422通讯协议,适应调频、扩频等不同的测控体制;测试结果证明,有线PCM传输速率达10Mbps,扩频体制下遥控码速率达1~10Kbps,PCM-FM遥测体制下遥测数据率达5Mbps,模块重构时间小于20s;该方案有效节约资源,具有广阔的应用前景。

摘要：高超声速非平衡流动气动加热的精确预测是当前高超声速飞行器热防护设计面临的难点和热点问题.设计了外形简单的球柱测热模型,采用表面溅射金Au和二氧化硅SiO_2的方法改变了模型和塞式量热计表面的催化特性,并在电弧风洞中开展了高超声速非平衡流动气动加热试验,获得了近完全催化壁及近非催化壁两种条件下模型表面的气动加热数据.通过和数值模拟结果对比分析,对高温化学非平衡气动加热的数值预测方法进行了验证,结果表明:表面材料的催化特性对非平衡气动加热有显著影响,测热模型的球面上催化效应影响明显,完全催化热流要高于非催化热流,而柱面上催化效应较弱;数值模拟得到的不同壁面催化条件之间热流差异大于地面试验结果;计算结果与试验结果相比,完全催化壁热流相差在5%以内,完全非催化壁热流相差超过10%.

摘要：临近空间信息一体化体系的建设,是完备和闭合天地信息一体化网络的重要课题。简单介绍临近空间飞行器作为构建信息网络载体的优势,并简述课题研究的必要性以及国内外在该领域的发展现状与趋势。重点介绍临近空间信息一体化的基本体系与构成设想,分析构建临近空间信息一体化网络所面临的技术挑战。