2024 Vol. 41(4): 1-10| [摘要](141) | [PDF](80)航天气动与试验技术专栏- 超高速风洞温敏漆膜基结构传热特性分析
- 张雁恒，庄宇，支冬，胡守超，江涛
- 磷光热图技术是实现超高速风洞流场下飞行器模型表面热环境测量的关键技术之一，但目前仍缺乏温敏漆(TSP)膜基结构传热特性及膜基材料适用性的系统研究。本文开展了不同材料厚度的TSP膜基结构在不同流场工况下内部传热特性的数值仿真分析。针对超高速脉冲式和暂冲式风洞，分别研究了流场作用时间、表面热流密度和TSP层厚变化对不同材料体系膜基结构内部热扩散深度及表面温升的影响规律。结果表明:TSP膜基结构内部热扩散深度主要与模型材料热扩散率和流场作用时间有关，受热流密度和TSP层厚的影响较小;表面温升主要随热流密度和TSP层厚变化，且均呈正相关趋势。研究成果可为磷光热图在风洞试验应用中定制化设计膜基结构材料和厚度提供理论支撑。
- 2024 Vol. 41(4): 11-18
| [摘要](115) | [PDF](70)- 单向多孔材料在电弧中冷却性能的数值模拟
- 余嘉，张志刚，袁竭，隆永胜
- 定向凝固制备的单向多孔材料在电弧加热器中可以替代水冷铜壁，提高电弧加热器的焓值和热效率，具有广阔的应用前景。针对单向多孔材料在电弧中的传热过程建立数学模型，利用数值模拟的方法研究了孔隙率、孔直径、通入角和注入率对单向多孔材料在电弧中冷却性能的影响规律。结果表明:孔隙率从7.9%增加到26.7%时，内壁面的热通量可降低约92%;在孔隙率和冷气流速不变的条件下，孔直径从0.3 mm增加到0.8 mm时，内壁面的平均温度从498 K增加到697 K;通入角的变化会同时影响单向多孔材料内壁面热通量和冷气注入率，进而影响材料的冷却性能;冷态气流注入率从14.2%增加到42.7%时，单向多孔材料内壁面热通量降低约17%。本研究结果可为单向多孔材料在电弧加热器中的应用提供参考。
- 2024 Vol. 41(4): 19-26
| [摘要](63) | [PDF](64)- 格栅尾翼布局轨控干扰性能研究
- 李小林，杨帆，王楷，吴王浩，马印锴
- 针对喷口与格栅翼不同布局的轨控喷流气动干扰问题，使用计算流体力学(CFD)方法计算了典型工况的无喷、喷流全弹主要气动分量和部件气动力。对比了不同轨控喷流方向与格栅周向位置组合的纵向和横向气动干扰。研究结果表明:纵向喷流时，周向相同型(×-×)布局和周向交错型(×-+)布局都会产生较大的俯仰干扰力矩，主要由弹身产生;横侧向喷流时，×-＋布局会产生较大的滚转干扰力矩，喷流导致的左右格栅受力不对称产生，×-×布局不产生该力矩。×-×布局的综合干扰性能优于×-+布局。
- 2024 Vol. 41(4): 27-35
| [摘要](85) | [PDF](63)- 高空菱形翼布局无人机气动特性
- 赵炜，黄江流，贺敏，马飞，仲康
- 为了获取无人机执行情报、监视和侦察等特种任务时的长航时优势，菱形翼布局无人机受到了大家的极大关注。高空菱形翼布局无人机通过前后翼搭接，能够有效增加整机展弦比，同时由于飞行高度高，飞行速度低，流动存在层流-分离-转捩等特殊流动现象，流动具有复杂性。本文采用数值模拟方法，对菱形翼布局无人机在低雷诺数下的气动特性进行了研究。结果表明:菱形翼气动布局具有较好的气动特性，存在着前后翼相互干扰的问题。随着前后翼距离靠近，前翼受阻滞、后翼受下洗效应越严重;同时，在大迎角下，后翼受前翼下洗影响流动分离延迟，使整机气动焦点后移，纵向静稳定裕度增大。
- 2024 Vol. 41(4): 36-43
| [摘要](84) | [PDF](69)- 运载火箭跨音速气动阻尼数值分析
- 宣传伟，王吉飞，王亚博，李鑫，刘锦凡，孙阳
- 运载火箭跨音速飞行时气动阻尼的评估(即是否会出现负阻尼现象)是型号研制流程中至关重要的一环。传统气动阻尼风洞试验耗时耗力，严重制约新型火箭的研制，亟须一种快速高效的气动阻尼评估算法。基于计算流体动力学(CFD)/计算结构动力学(CSD)耦合迭代对某型火箭模型跨音速气动阻尼特性进行分析。其中，非定常气动力通过求解纳维-斯托克斯(N-S)方程获得，结构动响应通过模态叠加法求解，流固界面间数据的传递通过逆距离插值技术实现。在寻找最近邻节点时使用高效kD-Tree数据结构大幅提高插值效率。数值仿真结果与风洞试验结果趋势一致，说明了本文数值算法的有效性。本文工作可用于型号研制方案阶段的快速评估，相比于常规气动阻尼风洞试验，能够显著加快型号研制流程。最后，针对仿真值与试验值之间存在的偏差，本文从计算模型处理、仿真算法和动力学特性3个角度对偏差存在的原因进行了分析，为后续提高仿真精度指明了方向。
- 2024 Vol. 41(4): 44-50
| [摘要](80) | [PDF](59)- 火星大气环境下发动机喷流对飞行器气动特性的影响分析
- 孙阳，宣传伟，王吉飞，王亚博，刘锦凡
- 本文采用计算流体力学(CFD)方法模拟火星大气参数和发动机喷流，研究火星大气对飞行器气动特性的影响，针对发动机喷流对火星大气环境下细长体飞行器的气动特性影响开展了研究。计算结果表明:相较地球大气，火星大气环境计算出的轴向力系数更大，压心系数在跨声速段波动更小。为了进行精细化的火星飞行器气动外形设计，需要进一步优化火星大气计算模型，更加真实地模拟火星大气环境带来的影响。火星大气环境下的发动机喷流也会显著改变上升飞行器的全箭气动特性，影响飞行器表面的压力分布和下游流场区域。火星飞行器受到喷流影响，轴向力系数在Ma=5前变小，在Ma=5后变大，法向力系数以及压心系数在跨声速段会突然减小。
- 2024 Vol. 41(4): 51-57
| [摘要](95) | [PDF](60)创新与探索- 基于任务性的航天电连接器抓取方法
- 李万琴，景海涛，方发明，马晓龙，邹怀武，黎丰
- 航天用电连接器的有效抓取是完成在轨装配任务的前提，有效抓取点集合受到装配任务的限制。本文提出一种面向在轨装配的电连接器抓取方法，该方法通过机器人在模拟环境中学习抓取经验，在抓取-装配过程中评估抓取位姿与装配任务相关性抓取质量，此外，通过设计抓取点的位置分布初步考虑了电连接器尾端线缆对抓取的影响。利用抓取网络对抓取点云集合进行训练获取抓取编码簿，一方面可以生成有效抓取点，另一方面通过建立的表面接触热图增强有效抓取点的可展示性。同时，提出一种非统一归一化物体坐标空间表示法，在三维空间中建立密集映射关系，将有效抓取点迁移到同类别实例中。仿真结果表明:基于本文提出的方法生成的抓取点集合有94.1%有效用于后续的装配任务。
- 2024 Vol. 41(4): 58-66
| [摘要](62) | [PDF](51)- 基于多频子脉冲的中轨星载高分宽幅SAR系统设计方法
- 沈义龙，汤楚蘅，陆晴，张双喜
- 基于多频子脉冲(MFSP)的中轨(MEO)高分宽幅(HRWS)合成孔径雷达(SAR)系统设计过程中面临着全球覆盖、下视可见性、距离方位二维解模糊、系统复杂度优化等一系列问题，提出了从轨道到架构再到参数的3层设计思想，利用空间、时间、频率等多个维度进行二维模糊抑制与系统优化，采用典型低轨(LEO)SAR系统作为参照系统，完成了MEO星载HRWS SAR的系统设计，在中轨平台上实现了HRWS SAR成像，且较大地提高了星载平台对地观测的时间分辨率，最后通过仿真验证了设计方法的有效性，具有一定的工程应用价值。
- 2024 Vol. 41(4): 67-75
| [摘要](51) | [PDF](56)- 2195铝锂合金贮箱球底充液拉深成形起皱缺陷演变规律数值模拟研究
- 张志超，堵同亮，富芳艳，胡蓝，申世军，洪吉庆，刘伟，徐永超，郭立杰，苑世剑
- 为满足登月着陆器舱体高可靠性、轻量化制造需求，提出贮箱球底充液拉深成形方法。对于直径3 350 mm的2195铝锂合金箱底，相对2219和5A06铝合金，材料塑性差，成形易开裂失效，且整底成形厚径比仅为2.5‰，易起皱失稳。针对上述问题，建立了整底充液拉深成形仿真模型，进行不同液室压力、压边力条件下的数值模拟，讨论整底充液拉深成形变形规律，分析整底成形缺陷形式及控制方法，优化整底充液拉深液室压力加载路径，获得球底壁厚分布规律。结果表明:拉深行程达0.24H(H为零件最终高度)时，球底悬空区域为典型的压缩应力状态，产生了沿母线方向的起皱缺陷环向均布12个，拉深行程0.79H时，环向起皱数量倍增;引入液室压力后使悬空区由压缩应力状态转变为拉伸应力状态，从而避免了悬空区起皱缺陷的发生;压边力和液室压力对悬空区应力状态影响显著，随着压边力增大，球底壁厚减薄趋势增大，而随着液室压力的增大，球底壁厚减薄趋势减弱;球底拉深试验对初始壁厚9.5 mm板材，采用2.5×107 N压边力、8 MPa液室压力加载路径时，壁厚最大减薄率为7.4%，壁厚分布均匀，无起皱缺陷。
- 2024 Vol. 41(4): 76-88
| [摘要](70) | [PDF](58)- 低温流体流动沸腾失稳预测模型
- 匡以武，孟金龙，张文胜，况康
- 针对液氮等低温流体在通道内的沸腾两相流动失稳问题，建立了典型液氮沸腾流动失稳的动力学模型，基于非线性稳定性理论，对液氮沸腾流动稳定性进行分析，获得了流动失稳判据。基于失稳判据并结合液氮沸腾的流动特性分析，提出了以无量纲参数表示的流动失稳预测模型。将模型预测结果与文献实验数据对比，在17个工况中，模型成功预测了15个工况的流动稳定性，准确率达88.2%。流动失稳的理论分析结果与实验吻合良好，能够用于液氮沸腾失稳的预测。模型分析结果显示:在液氮的沸腾失稳过程中，加速压降作用非常显著;相同长径比的通道，失稳边界基本重合;提高流体饱和压强有助于抑制流动失稳。
- 2024 Vol. 41(4): 89-95, 112
| [摘要](46) | [PDF](55)- 基于双目视觉的卫星太阳翼模态辨识方法
- 程天明，李文龙，王阳阳，魏承
- 在解决卫星柔性太阳翼模态辨识问题时，传统接触式测量方法会对太阳翼本身动力学模型造成影响，附加测量靶标的方法，增加了额外的物理元器件和系统的复杂性，且不便于在轨实际应用。鉴于此，本文提出一种无接触、无标识点的光学测量方法。首先，用星载双目视觉系统采集柔性太阳翼振动图像，并提取太阳翼边缘角点作为特征点，测量这些特征点在时域下的位置变化情况和速度变化情况。然后，利用特征系统实现算法(ERA)来辨识太阳翼模态信息。最后，设计了物理模型试验。试验结果表明:本文提出的双目视觉测量方法装置简单，测量精度高，能够完成对太阳翼的模态辨识，模态辨识误差约为3.797%。本文所提出的基于双目相机的太阳翼模态辨识方法，为空间大挠性结构振动参数的在轨测量提供了参考。
- 2024 Vol. 41(4): 96-101
| [摘要](79) | [PDF](63)专业纵论- 射频集成微系统技术的发展与典型应用
- 杨进，张君直，朱健，韩磊，孙斌
- 摩尔定律已经逐渐放缓，并越来越逼近其物理极限，但未来的射频系统仍然朝着更高集成度、更高性能、更高工作频率等方向发展，射频集成微系统技术是实现射频系统微型化的核心技术之一。本文首先对射频微系统的发展和现状进行了介绍，重点分析了美国国防高级研究计划局(DARPA)的微系统发展历程和经典项目，接着对射频微系统的技术路线和解决方案进行了梳理和总结，随后通过一系列典型应用案例，展现了最新的射频集成微系统技术，最后提出了射频集成微系统技术的进一步发展思路。
- 2024 Vol. 41(4): 102-112
| [摘要](83) | [PDF](64)- 导引头伺服机构冲击环境动力学响应特性分析
- 朱骏，王志诚，郑田泽，赵倩，袁静，邢振弘
- 导引头伺服机构是制导武器的关键核心部件，其在复杂严酷力学环境下，动态性能的优劣直接影响武器的制导精度。针对精密导弹伺服机构在高可靠、高精度指标下对动态性能与稳定性提升的工程需求，本文研究导引头伺服机构冲击环境激励动力学响应特性。首先，采用有限元法，建立导引头伺服机构的有限元仿真模型;其次，基于瞬态动力学理论，运用完全法进行冲击响应求解，分析其在不同方向的冲击动力学响应，得到局部刚度较差的关键薄弱位置，再次，对不同冲击参数和阻尼系数下的结构冲击响应进行分析，得到冲击响应的参数影响规律;最后，针对伺服机构关键薄弱环节弧形齿轮进行应力分布分析，研究轴承支承参数对弧形齿轮的影响规律。结果表明:弧形齿轮支承轴承越靠近右端效果越差，同时也间接影响了弧形齿轮的最大等效应力分布。本文研究可为航天精密伺服机构的动态性能优化与装配参数控制提供参考指导。
- 2024 Vol. 41(4): 113-119, 140
| [摘要](60) | [PDF](58)- 基于机器学习模型FY-3D MWRI海面风速反演
- 张云，韩天辉，孟婉婷，杨树瑚，周绍辉，韩彦岭
- 风云三号D星(FY-3D)微波成像仪(MWRI)L1级亮温数据可用于全球海面风速反演，本文讨论了在晴空区和云区使用多元线性统计回归模型和机器学习模型反演海面风速的情况，在晴空区将4 d测试集分别放入多元线性统计回归模型，采用随机森林(RF)，支持向量回归(SVR)，卷积神经网络(CNN)和Stacking融合(SF)模型对海面风速进行反演，最优的均方根误差(RMSE)分别为1.56、1.31、1.24、1.29和1.27 m/s;在云区2 d测试集上的最优RMSE分别为2.12、1.98、1.87、1.89和1.89 m/s。为了进一步验证晴空区海面风速反演的可靠性，选取美国国家浮标数据中心(NDBC)实测的浮标风速对海面反演风速进行验证，CNN反演风速与NDBC实测风速的RMSE为0.74 m/s，决定系数(R2)为0.80;SF反演风速与NDBC实测风速的RMSE为0.85 m/s，R2为0.74。结果证实了通过机器学习模型能够很好地完成FY-3D MWRI亮温反演全球海面风速的任务。
- 2024 Vol. 41(4): 120-132, 172
| [摘要](87) | [PDF](66)- 基于超-黏弹性模型的柔性接头动态力矩计算
- 刘海亮，李定机，毛成立，郑庆，童悦，占冬至
- 柔性接头摆动力矩特性的准确预示对整个柔性喷管的结构精细化设计和推力矢量控制系统的总体设计具有重要意义。为了计算柔性接头在不同工况下的摆动力矩特性，将三阶Ogden模型和Boyce-Bergström迟滞模型结合，建立了一种超-黏弹性本构模型，并基于弹性件橡胶材料力学试验数据，采用模拟退火算法确定了模型参数。通过柔性接头方波和正弦波激励的摆动试验，验证了计算模型及参数的有效性和准确性。结果表明:所建立的本构模型能够有效地描述柔性接头的松弛和迟滞行为，对弹性比力矩预示误差在10%左右，对总比力矩的预示误差在10%以内，在无内压工况下其摩擦力矩预示误差为9.24%。
- 2024 Vol. 41(4): 133-140
| [摘要](52) | [PDF](40)- 滑翔飞行器速度约束条件下制导律设计
- 张佩俊，许宏涛，姚保江，朱建文
- 针对滑翔飞行器速度约束条件下的制导问题，提出一种基于神经网络的制导方法。首先，建立滑翔飞行器弹道优化模型，给出基于高斯伪谱法的弹道优化方法和基于神经网络的制导律模型;其次，为进一步满足速度约束条件，提出了速度控制策略;最后，将高斯伪谱法获得的最优控制量离散后作为标签数据，利用反向传播(BP)神经网络进行训练，将训练好的网络模型嵌入弹道仿真环境中进行数值计算，并与定攻角剖面和高斯伪谱法离线优化的计算结果进行对比分析。仿真结果表明:提出的制导方法能够在满足速度约束条件下实现制导飞行，具备在线实施的能力和较好的工程适用性，对此类飞行器的制导律设计具有一定的参考意义。
- 2024 Vol. 41(4): 141-147
| [摘要](87) | [PDF](67)- 运载火箭推进剂加注演示训练系统设计与实现
- 张平，孙晨，荆晓荣，李文然，邹薇，汪彬，李杨
- 液体火箭推进剂加注是发射场工作中的重要和关键环节，为了满足新时期发射场训练的高要求，特别是运载火箭近年来高密度发射对专业人员技术能力的要求，需要开展发射场运载火箭推进剂加注演示训练系统的研究。基于Unity 3D技术开发了运载火箭推进剂加注演示训练系统，针对发射场推进剂加注流程创建了动力系统三维虚拟装备和操作环境，采用虚拟仿真与实现技术建立了包含发射区回转平台、地面配气台、箭上阀门管路等动力系统设施设备的高交互性三维仿真场景，具备训练计划管理、训练导调管理、分队组训模拟、学员考核评估等功能，实现了对运载火箭推进剂加注和故障应急处置等过程的模拟训练，为发射场岗位人员开展运载火箭推进剂加注训练提供了技术支撑。
- 2024 Vol. 41(4): 148-154
| [摘要](103) | [PDF](48)- 基于假设检验的天基仅测角目标定位方法
- 袁冉慧，杜泽弘，王龙飞，杨雪榕
- 针对天基仅测角卫星对非合作目标的定位问题，提出了一种基于假设检验的方法。在方位角观测不满秩，而无法满足可观性条件时，通过假设目标的飞行高度，给出多种可能的目标航迹。对目标的型号进行识别，并将已有的先验信息作为假设航迹的置信度评判标准，拒绝概率低的假设，缩小目标的飞行高度范围，提高目标的定位精度。经过仿真验证可知，对目标的高度进行估计，其误差区间可缩小50%以上，验证了所提方法在多源信息融合中的潜力。
- 2024 Vol. 41(4): 155-162
| [摘要](81) | [PDF](59)- 结合非局部注意和多层残差的遥感图像建筑物提取方法
- 刘炜清，贾赫成
- 随着城市化和遥感技术的发展，高分辨率遥感图像地物提取任务也越来越具有挑战性。针对现有的方法无法捕捉图像中长距离的空间关系，以及遥感图像存在误检漏检等问题，提出了结合基于非局部注意力的多层残差遥感图像建筑物提取方法(NAMR-Net)。在改进后的U-Net的结构基础上，引入了自适应非局部注意力模块(ANAB)，以及多层残差学习模块(MRLB)。因此，网络可以从不同的卷积层中融合长距离像素间的特征，并通过2阶段的训练，有效地提升建筑物的分割质量，并在2个公开数据集WHU、Massachusetts上进行了实验。结果表明:NAMR-Net可以实现遥感图像中建筑物目标的高质量分割，并优于近年来几种较先进的方法。
- 2024 Vol. 41(4): 163-172
| [摘要](69) | [PDF](48)
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