摘要：根据喷嘴长度和入口边界条件,将液体火箭发动机气液同轴式喷嘴简化为4类:四分之一波长闭管、二分之一波长闭管、四分之一波长开管和二分之一波长开管。采用线性声学理论对喷嘴入口开口率的声学抑制影响进行了研究,得到了入口开口率声学影响规律。结果表明:在标准长度和最佳长度2种条件下,开口率对喷嘴抑制能力的影响差别很大。合理选择开口率和喷嘴长度能够有效提高喷嘴抑制能力。研究结果可为喷嘴长度和入口射流条件优化设计、燃烧室声学振荡抑制提供参考。

摘要：提出一种基于磁悬浮转子微框架能力的航天器姿态二自由度测控一体化控制方法,在磁悬浮控制力矩陀螺框架不动的条件下,通过实时检测磁轴承控制电流、磁悬浮转子位移求解出航天器的滚动、偏航轴姿态角速度,建立磁悬浮转子控制的航天器姿态动力学方程,利用已测得的姿态角速度,设计姿态解耦控制律,控制磁悬浮转子的旋转主轴在磁间隙范围内以一定角速度偏转,产生所需的径向二自由度输出力矩,调节航天器的滚动、偏航轴姿态,仿真表明,该方法能够实现航天器的二自由度姿态调节,微框架力矩具有高精度的优点,能够完成航天器机动段末端小角度的姿态控制。

摘要：提出一种基于磁悬浮控制力矩陀螺(magnetically suspended control moment gyroscope,MSCMG)金字塔构型的航天器姿态测控一体化控制方法,利用姿控回路中的执行机构,既进行航天器姿态测量,又进行航天器姿态控制,改变了传统姿控系统由姿态敏感器、控制器、执行机构的组成方式。首先建立磁悬浮转子径向力矩模型,通过实时检测磁悬浮控制力矩陀螺中的磁轴承电流、磁悬浮转子位移、框架角速度,联立金字塔构型中的3个径向力矩模型求解出航天器的姿态角速度,再设计相应的姿态控制律和框架操纵律,实现航天器的姿态调节,仿真结果证明了该方法的正确性和有效性。

摘要：针对传统超流体干涉栅陀螺中梯度热相位的引入使得角速度信息被无用信息淹没而不易提取的突出问题,提出了一种无梯度热相位的多弱连接扇形超流体干涉栅陀螺结构,并对该陀螺的精度和灵敏度性能进行了深入的研究。首先在明晰了干涉栅结构中梯度热相位形成机理的基础上,设计了无梯度热相位且相邻干涉环路面积相等的新型干涉栅陀螺结构。其次建立了该陀螺的数学模型,验证了陀螺敏感角速度的过程。最后对该系统的角速度检测范围和灵敏度进行了深入分析,探究了敏感面积、薄膜面积、约瑟夫森频率、微孔数目和弱连接数对超流体干涉栅陀螺检测角速度的影响,通过仿真对比分析,验证了该结构陀螺的超高精度、超高灵敏度性能。

摘要：空间目标光学横截面积(OCSA)的准确计算是空间目标特性分析及识别的重要基础和前提之一。针对面元网格法计算OCSA实时性差,计算机图形学方法对材质的双向反射分布函数(BRDF)描述能力弱等问题,提出了一种基于OpenGL拾取技术的复杂空间目标OCSA计算方法。通过OpenGL拾取技术实现面元的一次遮挡判断,再基于改进Z缓冲技术实现面元的二次遮挡判断,在实现计算实时性的基础上保留了面元的详细信息,使高精度BRDF模型应用及OCSA精确计算得以开展。设计了嵌套式圆柱体和实际卫星模型并计算了其OCSA值,其中嵌套圆柱体OCSA的计算误差小于0.08%,在普通计算机上运行的平均耗时小于0.01s,对卫星OCSA的计算平均耗时小于0.1s,验证了本文方法的正确性和实时性。

摘要：在激光单脉冲能量特性分析基础上,通过光船运动过程中的受力分析,提出了最小单脉冲能量、最小平均推力和最小冲量的设计方法,提出了光船垂直推进的运动方程以及光船速度和位移的计算方法,计算了空气阻力、摩擦阻力、光船质量等主要因素对飞行速度、平均推力等的影响。定量研究结果表明:空气阻力的影响可以忽略不计;摩擦阻力越大,飞行速度越小;光船质量越大,完成飞行任务所需的最小单脉冲能量越大。

摘要：针对传统的利用单一视觉传感器难以实现复杂非合作空间操控导航的问题,提出一种基于单目相机与无扫描三维激光雷达融合的非合作目标相对位姿估计方法。首先,设计了基于成像几何关系的单目纹理-非扫描距离图像的快速配准与融合方法;之后,在构建目标同步定位与建图(SLAM)贝叶斯滤波模型基础上,提出一种扩展卡尔曼滤波-无损卡尔曼滤波-粒子滤波联合的滤波估计算法,可实现尺度模糊下相对位姿的快速鲁棒估计;其次,针对估计中的尺度模糊问题,提出基于融合图像的全局尺度系数确定方法,将尺度系数估计问题转化为简单线性滤波问题。基于Open GL生成的2D/3D图像实验表明:所提出的方法具有较优的精度和鲁棒性;相对位置估计误差与尺度估计误差相关,二者近似成线性正比关系。

摘要：凝胶推进剂虽然兼具有液体推进剂流量可控和固体推进剂长期可储存等优点,但凝胶喷雾液滴蒸发燃烧问题却一直困扰着凝胶推进剂研制及燃烧室设计工作,阻碍了凝胶推进剂实际工程应用.设计实现了凝胶单液滴蒸发燃烧实验系统,通过某型有机凝胶偏二甲肼(UDMH)单液滴在四氧化二氮蒸气中的蒸发燃烧实验现象,进一步深入分析了凝胶液滴蒸发燃烧机理.根据实验中凝胶单液滴在不同阶段的蒸发特性,建立了有机凝胶喷雾液滴在胶凝剂膜形成、膨胀、破裂三个不同蒸发阶段的多组分蒸发模型,采用初步选定的模型参数及物性参数对凝胶单液滴在高温气体环境中的蒸发全过程进行了仿真计算,并与常规液体液滴的仿真结果进行了对比分析.结果表明,凝胶喷雾液滴表面胶凝荆含量在蒸发初期增加比较缓慢,但在某临界时刻后的极短时间内迅速升高至形成胶凝剂膜的质量分数95%,导致表面质量流率迅速下降至0,表面温度则快速上升至UDMH推进剂沸点.胶凝剂膜形成后,液滴半径及表面UDMH蒸气质量分数出现了实验现象中凝胶液滴反复膨胀-破裂的震荡现象,液滴表面温度维持在略高于沸点的某温度范围内,凝胶液滴内部的沸腾蒸发明显强于液体液滴表面稳态蒸发流率,使得凝胶喷雾液滴生存时问小于常规液体液滴.

摘要：为了分析单艘在轨服务飞行器的最大服务范围,综合轨道动力学和球面几何学原理,利用经典二体动力学模型、霍曼转移轨道模型以及球面三角的几何关系,得出了一定机动能力的OSV(on-orbit service vehicle).从待机轨道出发,通过改变轨道平面和改变轨道高度能够到达的最大服务范围的计算方法,设计了不同高度、倾角和机动能力OSV服务范围的仿真算例,给出了直观的对比图,分析了服务范围与各种参数的关系和变化规律.该方法定量分析了单艘OSV的服务范围,指出该范围是三维空间中的轮环形空域,据此提出待机轨道的选择要使OSV的服务范围包含服务目标的运行轨道.

摘要：采用线性声学理论,将液体火箭发动机气液同轴式喷嘴分别简化为1/4波长谐振管和1/2一波长谐振管,研究得出常温条件下喷嘴长度和入口射流条件对燃烧室一阶切向声学模态的抑制规律。结果表明:当喷嘴一阶纵向模态频率与需要抑制的燃烧室声学模态频率相等时,对于喷嘴入口射流处于壅塞的状态1/4纵向模态波长长度喷嘴的抑制能力最大;反之,1/2纵向模态波长长度喷嘴的抑制能力最大。两种喷嘴的抑制能力均随喷嘴直径增加而增大。研究结果可为喷嘴长度和入口射流条件优化设计、燃烧室声学振荡抑制提供参考。