为了研究头部逆向喷流对全机阻力特性的影响,基于典型双锥飞行器计算模型,通过求解多组元轴对称Navier-Stokes方程,给出了头部逆向喷流来流高度参数和喷主流总压比参数对全机波阻、摩阻和底阻的影响规律。计算结果表明,喷主流总压比增加改变了流场结构使得波阻和底阻降低,并导致边界层内温度降低和速度梯度增加,在边界层速度梯度影响更大的条件下会出现摩阻增加的现象。在高空条件下,摩阻的占比较高且减阻效果较好,选择合适的总压比能有效降低总阻力;在低空条件下,底阻的占比较高且减阻效果较好,较大的总压比减阻效果更显著。高空低总压比的逆向喷流减阻与喷流流量消耗的效费比更优。

为提升再入飞行器在复杂电磁干扰条件下的高精度打击能力,提出一种适用于雷达/红外双模复合制导模式的整体式红外侧窗抛罩技术方案。通过地面试验和仿真分析,验证了红外窗口热密封结构的可靠性和抛罩方案设计的合理性,并获取了在高马赫数、大动压条件下红外玻璃保护罩抛出后的运动轨迹和姿态。试验结果表明:红外窗口热密封性能良好,能够有效防止外部热流进入飞行器内部。抛罩时保护罩可被顺利抛出,保护罩与弹体分离后能够顺利飞出激波影响区,并始终朝着远离弹体的方向运动,不会与弹体发生碰撞。抛罩后红外光学玻璃无破碎,能够确保红外导引头通光视场无污染。该项研究成果可为再入飞行器抛罩技术的发展提供技术支撑。

为探究诱导轮叶片厚度对空化性能的影响,以液体火箭发动机的液氧涡轮泵为研究对象,采用改变叶根处厚度的方法,设计了4种不同叶片厚度的诱导轮,其中叶尖处的厚度随着叶根处厚度的改变而相应变化。针对这4种方案的诱导轮,进行了强度校核和空化性能分析。研究结果显示,在保证叶片强度的前提下,选择较薄的诱导轮有助于改善涡轮泵的空化性能,同时,叶尖处的厚度对涡轮泵的空化性能也有显著影响。

针对运载火箭大气层内复杂多约束的上升段轨迹优化问题,提出一种基于联立法的轨迹优化方法。该方法采用联立框架下的直接法求解,通过有限元正交配置法离散状态变量和控制变量,再用内点法求解离散后的非线性规划问题,从而平衡了计算效率和求解精度,提高轨迹优化的自主性和任务适应能力。针对离散后非线性规划问题规模越大梯度矩阵计算耗时越多的问题,充分利用偏导数矩阵的稀疏性,将非线性规划(Nonlinear Programming,NLP)梯度中非零项的求解转化为原最优控制问题偏导数的求解,从而进一步提高轨迹优化的效率。仿真结果表明,该方法能很好地完成飞行任务,满足约束条件。

为解决液体火箭发动机试验数据分散管理、规范性不足以及分析手段传统等问题,设计了一种基于大数据的液体动力试验数据分析系统。系统采用先进的大数据架构,结合数据预处理技术、分布式存储和数据中心建模等手段,形成了专业化的数据仓库,优化了数据组织、检索及分析处理能力,实现对试验数据的全面收集、高效存储、精细管理和直观展示。应用结果表明,系统不仅实现了试验数据的规范管理和集中存储,还提供了发动机调整计算等数据分析功能,极大提高了数据处理效率与分析质量,为液体动力领域的数字化转型提供了有益的探索和实践,具有广阔的应用前景。

采用FLUENT软件对平直和弯曲套管的整体换热性能进行了数值模拟,并与经验公式进行了对比。数值计算结果表明:FLUENT耦合算法得到的套管总传热系数与经验公式计算结果吻合良好。与平直套管相比,弯曲套管内热空气所受到的离心力使其换热效率提高,在相同等效长度和流动条件下弯曲套管换热器可使总传热系数提高10%。

针对远程机动飞行器长时间在大气层内飞行,传统的带落角约束的比例导引法在末制导段的期望落角受飞行航程地心角的影响较大,不能较好地适应远程机动飞行器落角约束的问题,故提出一种地心角修正的落角约束最优制导律。仿真结果表明该制导方法可以使远程机动飞行器的落角满足落角约束,并且具有一定的鲁棒性。

随着科技的不断发展,航天发射进入了新的发展阶段,对于航天发射的任务规划技术研究不断深入。探讨了航天发射任务规划的当前进展与前沿技术,包括任务规划阶段、流程、意义,重点剖析了当前面临的难点问题,提出了对应的意见建议,并对未来的发展趋势进行了展望,最后采用改进粒子群算法对发射选择进行仿真分析,试验结果表明,所采取的算法有效解决了问题,能够提供发射成功率高且成本低廉的方案。

针对斜架发射装置发射时对适配器出箱后分离落点问题,通过试验中各适配器落点情况,利用C编程复算适配器整个运动过程,预估了适配器在燃气流场中的冲击载荷和适配器落点,确定了落点问题的主要成因；首次利用富氮化合物（五氨基四唑）作为增推动力源,实现适配器分离的瞬时增推设计,通过运动仿真与试验,验证了增推装置应用原理的正确性和分离的有效性。

星箭接口是影响快响发射成功与否的重要因素,以快速响应固体火箭为研究对象,在提出快速响应火箭星箭接口总体要求的基础上,对其星箭接口特别是机械接口和电气接口展开分析,探究适合快速响应火箭的星箭接口优选模式,得出采用记忆合金驱动的点式星箭连接解锁装置和无线充电不预留充电接口的结论,并对如何推广运用快速响应火箭星箭接口优选模式提出建议,可为提高快响发射的可靠性和工作效率提供借鉴和参考。

为了实现中型运载火箭无依托发射,采用了可移动导流器方案。导流器历经方案设计、燃气流场仿真分析、金属基体生产、烧蚀试验、防热帽生产等一系列完整而严谨的研制流程,最终在中型液体运载火箭无依托发射中得到了成功应用。

针对火箭部段对接孔数字量协调的难点,分析数字量协调加工的影响因素确定要因,并通过对比试验和理论分析的方法分析测量误差和定位误差两种要因对加工精度的影响。在此基础上,提出数字量协调加工控制方案,并以典型部段端框为对象开展协调制孔试验,试验结果表明,数字量协调加工孔位精度符合装配协调要求,与工装平台试对协调,为端框数字量协调加工的工程化应用奠定了基础。

如今商业航天快速发展,传统测控资源难以满足商业火箭高密度快速发射的测控需求,尤其是针对航区海基测控资源紧缺,基于天链卫星的天基测控资源不适应未来商业航天发射模式。通过调研中国民商用通信卫星测控资源,研究了基于亚太$6\mathrm{D}$通信卫星的$\mathrm{{Ku}}$频段天基测控技术,结合通信卫星性能指标完成链路计算,提出天基测控系统箭载测控设备与地面测控设备实现方案,完成天基测控系统架构及信息流设计,为商业航天火箭发射提供新的测控实施方案,有效缓解测控资源紧张难题,测控弧段可覆盖运载火箭典型SSO轨道测控需求。

为了提高运载火箭地面供配气系统的工作效率,各发射场对气瓶充气提出了自动控制的需求。针对运载火箭气瓶充气过程,设计出了基于PID控制技术的气瓶自动充气方案,并通过AMESim软件仿真进行自动充气控制策略研究。结果表明,通过合理设置PID控制模块参数,所设计的自动充气方案能够满足箭上气瓶自动充气要求,控制模块使用的压力传感器应靠近箭上气瓶位置安装,以提高气瓶自动充气控制效果。

总结VR立体视觉系统硬件建设的创新技术,提出了人工智能(Artificial Intelligence, AI)生成基于模型系统工程(Model-Based Systems Engineering,MBSE)数字模型VR视觉的创新方法。通过优选大屏幕式、小间距LED显示屏、主动立体显示硬件,创新实现了集科研演示验证、会议讨论功能于一体的高分辨率、多通道立体同步、多通道立体拼接的VR视觉硬件系统,并通过数据驱动的AI算法,准确高效地生成MBSE系统工程各类数字模型的VR视觉,为VR系统的软、硬件建设提供技术借鉴。