一种运载火箭二级起控优化设计方法

固体运载火箭一二级分离一般为大气层内热分离,由于分离高度低、速度快,加之运载器气动静不稳定等特点,二级起控稳定性一直是火箭总体方案论证过程中的关键问题之一。针对二级起控影响因素进行了全面分析,提出了姿控参数在线辨识法,有效提高火箭姿态控制精度;提出了基于轨迹倾角的程序角在线构造技术,可有效降低二级起控过程气动干扰,进一步提高火箭二级起控能力,为解决固体运载火箭二级起控难题提供了技术支撑。     

一种增加动基座飞行器误差分离结果稳定性的半解析方法

动基座发射飞行器存在初始误差大、初始误差和工具误差强耦合等特点,相比静基座发射,其误差分离过程更为复杂针对上述问题,提出了一种增加动基座飞行器误差分离结果稳定性的半解析方法,建立了初始定位误差、初始速度误差的解析求解模型,采用了迭代方法对初始误差和工具误差进行联合求解.通过算例对比分析半解析误差分离方法和传统误差分离方法,结果表明:半解析方法中基于遥外测视位置和速度差分离初始误差,观测数据与误差量直接对应,并结合解析方法精准高效的特点,能够有效提高动基座飞行器误差分离结果稳定性.     

非定常等离子体激励对大攻角流动分离控制的数值模拟研究

应用交流电(alternating current, AC)介质阻挡放电(dielectric barrier discharge, DBD)等离子体流动控制由于其结构简单、响应频率快、可实现实时定量控制等优点,正在成为等离子体流动控制技术的重点研究方向。结合基于分离涡模拟(detached eddy simulation, DES)和等离子体唯象体积力模型的方法研究非定常等离子体激励对NACA0015翼型在攻角为20°情况下流动分离控制。结果表明：非定常等离子体激励在高雷诺数、大攻角下对翼型分离具有明显的控制效果,可以达到增升减阻目的,且流动控制效果比定常激励效率更高;非定常等离子体激励流动控制与定常等离子体激励流动控制机理不同,非定常等离子体激励通过促进分离区内速度脉动,对流场产生非定常的干扰,使得分离剪切层提前失稳,增强流场涡结构的掺混,从而抑制流动分离。