齐玢
- 作品数：10 被引量：31H指数：2
- 供职机构：中国空间技术研究院更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术医药卫生文化科学轻工技术与工程更多>>
- 一种综合式载人月球基地总体方案及建造规划设想被引量：20
- 2014年
- 构建载人月球基地是实现对月球资源深度开发和利用的重要手段之一,文章提出了刚性舱、刚性+柔性结构以及建造式等三种典型结构的载人月球基地方案,并对三种典型方案的优缺点进行对比分析,在此基础上提出了一种综合式载人月球基地方案设想,基地内部主体创新性地采用充气式柔性连接的方式,外部主体包括月壤防护层、植物密封舱和应急救生飞船,活动系统包括月球车和月球机器人。围绕该方案并结合文章提出的载人月球基地主要技术指标,并对载人月球基地选址、结构设计和构建、空间辐射防护、热管理、能源、通信与导航、生命保障和应急救生技术等关键技术方案进行了分析,为中国未来建设载人月球基地提供了参考。
- 果琳丽李志杰齐玢梁鲁叶培建
- 关键词：月球探测
- 金属纤维表面燃烧结构热试验方法及装置
- 本发明涉及一种金属纤维表面燃烧结构热试验方法及装置，方法包括以下步骤：a.将燃气与气体助燃剂混合形成混合气体，使混合气体沿至少一条气路输送；b.在气路末端点燃混合气体，并使燃烧火焰穿过附着体，所述附着体的至少一个表面的各...
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- 文献传递
- 载人深空探测任务航天医学工程问题研究被引量：8
- 2016年
- 航天医学工程问题关系到载人深空探测任务中的人员生存及健康。文章从人员长期生存的生命保障、变重力生理效应及防护、地外环境效应与防护、人员生理健康监测与维护、人员心理健康等方面的问题入手,分析了问题产生的原因及解决的必要性,并提出了解决思路,为后续深入开展相关关键技术的攻关提供参考。最后,以载人月球基地任务为案例,提出了生命保障、变重力防护、辐射及月尘防护、生理及心理健康监测及维护等问题的解决方案。
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- 关键词：生命保障月球基地
- 机身与机翼间的防隔热结构
- 本发明涉及一种机身与机翼间的防隔热结构，防隔热结构包括至少一个热交换管，热交换管包括蒸发端和冷凝端，蒸发端设置于靠近发动机尾焰或喷管的机身处，冷凝端设置于需要进行防冰、除冰的机翼处；热交换管还包括液体通道和蒸汽通道，液体...
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- 金属纤维表面燃烧结构热试验方法及装置
- 本发明涉及一种金属纤维表面燃烧结构热试验方法及装置，方法包括以下步骤：a.将燃气与气体助燃剂混合形成混合气体，使混合气体沿至少一条气路输送；b.在气路末端点燃混合气体，并使燃烧火焰穿过附着体，所述附着体的至少一个表面的各...
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- 柔性可展开折叠飞行器
- 本发明涉及一种柔性可展开折叠飞行器，包括防热头锥、展开装置、货运舱和姿控发动机；展开装置包括刚性折叠展开机构和包裹刚性折叠展开机构的蒙皮，刚性折叠展开机构包括：固定于货运舱的底座，底座通过多根引导杆与固定环连接，固定环固...
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- 基于代理模型的双路燃气组合热试验参数优化
- 2023年
- 为确保双路燃气组合热试验过程中试件表面热流与高超声速气动热流的吻合性,对试验参数进行了优化设计。针对典型尖楔结构建立了双路燃气组合加热的数值计算模型,通过拉丁超立方采样及基于模糊聚类的加点策略获取了128个样本点,开展了数值模拟,并采用Kriging代理模型以及带精英策略的非支配排序遗传优化算法,以燃气加热热流与气动热流的吻合度为优化目标,完成了多目标优化。结果表明,通过增加样本点,显著减小了代理模型误差;8个测试样本点下试件表面热流密度平均相对误差最大约为7%,大部分区域平均误差不超过5%,方均根误差的均值为1.72%,最大值误差的最大值为13.6%,表明Kriging代理模型具有较高的预测精度;通过优化,试件表面燃气加热热流分布与气动加热热流分布吻合较好,驻点处热流密度相对误差小于1%,平板区域相对误差不超过10%,表明了基于Kriging代理模型的双路燃气组合热试验参数优化方法的有效性。
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- 关键词：热试验优化设计代理模型
- 高速飞行器机载综合热管理系统设计与优化被引量：2
- 2020年
- 先进的高速飞行器面临着气动加热与大功率电子设备发热的双重热负荷,使得机载热沉与能量需求呈指数上升趋势,进而导致发动机性能下降、耗油量增加,严重制约着飞行器的功能和性能提升。机载热管理系统的优化设计,旨在提升系统制冷和供电性能的同时减小发动机性能损失。以Mach数Ma=1~4.4的大热负载高速飞行器为背景,针对三种机载综合热管理系统,开展适应飞行任务的系统优化设计,实现燃油热沉、外涵道引气热沉、冲压空气引气、发动机引气与飞行任务的最优匹配。研究过程采用等效质量方法,将各系统质量、能耗、气源消耗等成本统一等效为燃油代偿损失,并作为目标函数,对多种工况进行优化设计。研究结果表明:在Ma≤2时,采用外涵道空气热沉模式更为合适,但随飞行速度的进一步提高,其制冷循环压比显著上升制冷效率降低,燃油代偿损失急剧上升;基于燃油热沉的综合热管理模式更适用于Ma=2~4.5的飞行任务,其制冷循环功耗和能耗在各飞行工况下性能表现较为稳定,燃油代偿损失仅因飞行速度增大而增大;与发动机引气相比,冲压空气引气更适合Mach数较高的飞行任务规划。因此,对于巡航Ma≤2的飞行器,搭载“外涵道引气热沉+发动机引气”的机载综合热管理系统,发动机性能损失更低;对于巡航Ma=2~4.5的飞行器,搭载“燃油热沉+可切换发动机引气/冲压空气引气”的机载综合热管理系统,发动机性能最优。
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- 关键词：高速飞行器动态仿真热力学优化设计
- 基于神经网络的复杂前缘飞行器FADS系统冗余设计
- 2024年
- 嵌入式大气数据传感(FADS)系统基于飞行器表面压力测量解算迎角、侧滑角、马赫数、来流动压与静压等飞行参数,能够有效解决探出机体的空速管前缘无法适应高超声速飞行器在巡航阶段所面临的严酷气动加热问题,同时满足飞行器对隐身性能的需求。目前,关于神经网络方法及FADS系统用于复杂型面前缘飞行器的分析和研究工作较少。针对自主返回的高超声速飞行器在着陆阶段的亚/跨声速条件,考虑薄前缘和进气道部件等影响开展复杂前缘飞行器的头部FADS系统冗余设计和验证。在复杂前缘飞行器头部开设15个测压孔,通过大量精细化数值仿真建立飞行器在不同来流条件下的压力数据库,并利用风洞试验对典型工况进行验证。针对复杂型面前缘飞行器,基于压力数据建立4套神经网络算法并开展冗余设计研究,包括1套9孔算法与3套冗余算法。其中,9孔算法的精度较高,对迎角的解算误差在0.07°以内,对侧滑角的解算误差在0.3°以内,对马赫数的解算误差在0.0012以内,对来流动压与静压的解算相对误差均在1.5%以内。此外,建立具有一定容错性的系统解算流程,在任意单个测压孔失效的情况下能够继续保持来流参数的有效输出。
- 周印佳万千徐艺哲齐玢石泳
- 关键词：神经网络风洞试验
- 磁流体动力加速风洞技术发展分析被引量：1
- 2018年
- 针对高超声速飞行器地面模拟试验需求,传统试验方法难以实现真实气体温度、清洁空气、大尺度、长时间、高马赫数模拟能力,磁流体动力加速风洞提供了全新技术路线。文章归纳了国内外磁流体动力加速风洞研究发展现状,介绍了磁流体动力加速风洞原理。文章对基于热电离的磁流体动力加速风洞方案进行了论述,采用高频等离子发生器为设备提供加热源,从而避免电极烧损所引起的污染问题,控制气体总温不超过3500K,使气体离子化低于30%,通过两级加速,达到出口马赫数为15的模拟环境。文章进一步分析了磁流体动力加速风洞关键技术问题。超声速气流电离技术方面,核心问题在于超声速气流电离规律与机理以及电离种子注入、电子束电离等关键技术;磁流体动力加速通道设计方面,重点考虑气流密度及磁感应强度等因素的综合影响以及电极设计技术;高超声速模拟测试方面,关键技术包括电磁屏蔽技术、微波干涉仪技术、平面激光诱导荧光技术、高分辨率高性能的光谱测试技术等。最后,提出了磁流体动力加速风洞技术发展建议。
- 左光齐玢欧东斌
- 关键词：高超声速风洞地面模拟试验
