卫星490N发动机安装位置优化研究

针对490N发动机推力在卫星变轨过程中不能始终通过卫星质心,由此形成额外力矩对卫星姿态控制造成干扰的问题,文章提出了一种根据发动机推力偏斜和卫星质心位置变化情况,优化发动机安装位置的方法。此方法通过平移和旋转两种方式调整发动机的安装位置,改变推力作用点和方向,使其指向卫星质心变化范围的中心,以缩小推力相对卫星质心的偏心距,从而达到减小干扰力矩的目的。以某卫星490N发动机安装的工程实施为例,对比优化安装位置前后推力形成的干扰力矩的变化情况。结果表明:优化方法对减小干扰力矩能起到显著作用,可为工程中确定卫星变轨发动机安装位置及实施安装提供参考。     

GEO卫星在轨横向质心快速估算方法

针对地球静止轨道(GEO)卫星转移轨道段推进剂消耗量大,卫星横向质心偏移,导致变轨过程中发动机产生较大干扰力矩等情况,提出在轨使用推力器进行卫星横向质心估算的方法。为保证卫星姿态稳定控制,采用推力方向相同、力矩方向相反的成组推力器同时喷气激励,再用陀螺进行角速度测量,避免因力矩过大、控制系统暂停闭环控制时卫星产生较大的角速度。利用实例对横向质心估算方法进行仿真验证,结果表明:估算方法仅需10s的连续喷气激励,避免了卫星姿态的波动,估算误差可控,可用于GEO卫星转移轨道段的质心估算。     

小功率N_2推进剂电弧推力器工作过程和性能实验

电弧推力器 (arcjet)因其高推力 /功率比、高推力密度等特点成为当前国际上电火箭研究和应用的热点。文章描述了 arcjet的内部工作机理 ,介绍其实验和工作参数测量方案 ,针对小卫星使用 N2 作为推进剂 ,对 4种不同结构尺寸的小功率 arcjet进行了不同工况下的性能实验 ,给出初步的发动机工作性能参数及实验结果分析。实验结果表明优化推力器工作参数并合理设计其结构尺寸可提高推力器性能。所得结论对小功率 N2 arcjet推力器的优化设计具有的参考价值。     

小卫星的推进系统

小卫星推进系统可以完成多种功能：变轨、轨道保持、姿态控制、重新定位以及离轨等。先进化学推进系统和低功耗电推进系统是现代小卫星的理想选择。近期可供小卫星应用的推进系统包括高压Ｉｒ／Ｒｅ双组元推力器、电弧推力器、霍尔推力器、脉冲等离子体推力器。业已证明，这些推进系统可以在目前计划中的许多小卫星上发挥其用武之地。本文综述了这一技术领域的最新进展。     

关于地球静止卫星远地点变轨策略的札记

在采用小推力远地点发动机的情况下,地球静止卫星在远地点变轨的策略宜按整星功能实现和优化的原则确定。当推重比大于0.02时,多次变轨比1次变轨节省的推进剂并不明显。     

小功率N2推进剂电弧推力器工作过程和性能实验

电弧推力器（arcjet)因其高推力／功率比，高推力密度等特点成为当前国际上电火箭研究和应用的热点，文章描述了arcjet的内部工作机理，介绍其实验和工作参数测量方案，针对小卫星使用N2作为推进剂，对4种不同结构尺寸的小功率arcjet进行了不同工况下的性能实验，给出步的发动机工作性能参数及实验结果分析，实验结果表明优化推力器工作参数并合理设计其结构尺寸可提高推力器性能。所得结论对小功率N2arcjet推力器的优化设计具有的参考价值。     

关于地球静止卫星远地点变轨策略的札记

在采用小推力远地点发动机的情况下，地球静止卫星在远地点变轨的策略宜按整星功能实现和优化的原则确定。当推重比大于０．０２时，多次变轨比１次变轨节省的推进并不明显。     

基于温度模型的10N推力器点火异常发现方法

为解决在轨卫星10N推力器点火异常无法及时发现的问题,根据10N推力器热平衡方程,考虑空间外热流、加热器加热、推进剂燃烧和向深冷空间热辐射等因素,应用10N推力器在轨实测温度数据,建立了精细化的10N推力器点火温度数学模型;进一步考虑测温热敏电阻测量误差,建立了10N推力器点火温度包络线模型;在此基础上提出了基于温度模型的10N推力器点火异常发现方法。该方法计算精度较高,绝对误差小于3℃,在10N推力器点火温度偏离正常趋势3～5℃后即可快速发现。以东方红3号平台某卫星为例进行了案例应用,所提方法计算得到的10N推力器点火温度理论值与实测值最大仅差2.72℃,证明所提方法预测精度较高,对于及时发现10N推力器点火异常、保证卫星轨道或者姿态控制的成功具有重要作用。     

基于微波等离子推力器的地球同步轨道卫星任务优化计算

将微波等离子推力器（MPT）应用于“东方红三号”（DFH-3）卫星的推进子系统，完成其轨道转移和南-北位置保持任务。建立了卫星任务和系统优化计算模型，采用遗传算法对卫星轨道转移和位置保持任务进行优化模拟计算，讨论了推力弧段和推力等对卫星变轨时间、MPT累积工作时间、卫星干质量和有效载荷的影响，结果表明，采用MPT可大大减少推进剂工质消耗，增加有效载荷，变轨时间明显大于化学推进，但小于相同电功率的其他电推进。     

火箭发动机随机推力调节控制驱动器的研制

为满足某型号液体火箭发动机定混合比随机无极变推力工作要求,研制了基于DSP处理器的随机推力调节控制驱动器。该控制驱动器实时接收随机变推力指令,在定混合比条件下,协调控制发动机系统上的燃料及氧化剂路调节阀,从而控制燃料及氧化剂流量,完成发动机的随机变推力控制。其参加多次发动机系统冷调试验及地面全程热试车,工作稳定可靠,实现了变推力双组元推进剂流量同步控制,精确控制发动机混合比,快速响应随机变推力控制要求。     

双组元落压推进系统混合比控制方法

双组元落压推进系统以其简单、高可靠、高比冲的特点在空间飞行器上逐渐得到应用。由于双组元落压推进系统压力和推进剂流量存在明显的变化,其混合比控制方法与双组元恒压推进系统存在显著的区别。本文分析了双组元落压推进系统混合比的影响因素,构建了混合比计算模型,提出了基于初始贮箱压力控制混合比的方法,并通过推进系统热试车验证了混合比控制方法的有效性。试验结果表明:通过控制初始贮箱压差不超过0.05 MPa,可将系统混合比偏差控制在不大于1.8%的指标范围内。     

鲁泊数和孔径比对直流互击式喷注器性能的影响

设计高性能喷注器、提高发动机比冲性能是发动机设计者一直追求的目标。对于直流互击式喷注器,鲁泊数和孔径比是影响喷注器性能的两个关键参数,而且两者之间有一定关联。为了初步研究鲁泊数和孔径比参数对直流互击式喷注器性能的影响,合理匹配两者的关系,设计了三种状态的喷注器,进行了混合比分布试验和热试车考核。结果表明,兼顾鲁泊数和孔径比才能使氧化剂和燃料达到最佳混合效果,提高燃烧效率。     

混合比影响爆震波点火器工作过程之实验研究

爆震波点火器用于工程，其设计存在一个最佳结合点，使得在合适的管路中，爆震波传播速度、转捩距离、爆震波能量等能够符合点火器目标需求。为了研制适用于工程的爆震波点火器，在氢氧爆震波点火器基本特性试验的基础上，对初始混合气体的混合比等与爆震波特性的关系进行了研究。对实验结果进行分析认为。混合比对爆燃爆震转捩（DDT）距离影响较大，混合比大于3时，其转捩距离小于500mm。混合比增加时，爆震波传播速度会减小，但稳定的爆震波相对于波的混气的马赫数并小减小，维持在4．8左右。在初始混气压力不变情况下，质量流量可以提高爆震波能量，增强爆震波的点火能力。研究结论时爆震波点火器在工程中实际应用及以后的研究方向具有指导性作出。     

流体喷管的脉冲爆震发动机出口过膨胀优化数值研究

在脉冲爆震发动机工作过程中,爆震室压力处于强非定常状态。传统的型面不可调尾喷管与可调尾喷管都无法满足爆震室内压力的高频剧烈变化,进而导致较大的推力损失。为了提升现有脉冲爆震发动机型面不可调增推喷管性能,可以从爆震室中引出爆震燃气,通过无阀自适应控制将该二次流喷射在喷管扩张段,实时调节主流的有效扩张面积比,进而形成流体喷管。针对这种形式的流体喷管,在可爆混合物一定(当量比1.0,初始填充压力为0.1 MPa)的情况下,基于二维数值模拟,研究了不同二次流喷注条件(二次流喷注面积比、位置比)对主流流动状态及发动机推进性能的影响。计算结果表明:二次流的喷注改变了喷管有效流通面积;二次流在喷管扩张段喷注面积比越大,喷管的冲量提升率越大(相对于基准喷管冲量最大提升率为5.25%);二次流喷注位置越靠近喷管喉道处,喷管的冲量提升率越高。     

三乙胺与硝酸-27S自燃技术研究

三乙胺和硝酸-27S作为自燃推进剂可应用于火箭发动机中。对这两种自燃推进剂的燃烧性能进行了研究,应用逐步逼近法计算其热力性质,当最佳混合比为4．1,燃烧室压力为4．5MPa时,最佳海平面比冲为2786m／s。通过试验证明了三乙胺和硝酸-27S自燃技术的可行性。     

环槽式过氧化氢/煤油气液喷注器研究

对环槽式过氧化氢/煤油气液喷注器进行了理论分析和数值仿真计算。介绍了环槽式过氧化氢/煤油气液喷注器热试车情况,试验燃烧室压力1～2 MPa,混合比7～9,获得了燃烧效率、点火性能、燃烧稳定性、喷嘴特性及混合比等重要参数。     

预燃室低频不稳定燃烧仿真研究

为弄清燃烧不稳定性激励机制,建立了氢氧预燃室低频燃烧稳定性分析数学模型,利用MATLAB/SIMULINK集成软件包搭建仿真平台,研究了与供应系统耦合的低频不稳定燃烧。结果表明:在各种不稳定激励因素中,氧的喷注压降对稳定性影响最为显著,当其值低于某一稳定边界时,出现极限环振荡,提高氧的喷注压降可以非常有效地抑制低频不稳定燃烧;当氧的喷注压降位于稳定边界附近时,混合比将对稳定性产生一定影响,降低混合比可以较好地抑制低频不稳定;氢的喷注压降对低频燃烧稳定性影响很小。     

偏二甲肼组分变化对火箭发动机稳态工作性能的影响

通过建立液体发动机稳态工作模型与热力计算模型,利用最小二乘优化与迭代计算的方法,仿真研究了被空气部分氧化的偏二甲肼(UDMH)对泵压式液体火箭发动机的影响规律。结果表明,随着UDMH中二甲胺、偏腙和水含量的增加,推进剂混合比略有升高,发动机推力、燃烧室压强和燃烧室温度等参数有较明显下降。与传统地单纯分析推进剂能量性能相比,此方法更能准确表征在火箭发动机系统复杂的调节机制作用下,变质推进剂对发动机工作性能的影响。     

液氧/煤油高压推力室液膜冷却环局部过热分析

液氧/煤油发动机高压推力室采用了多条液膜冷却环带技术。由于室压高和热流密度大,易出现冷却环带结构局部过热现象,局部过热（甚至局部烧蚀）有时发生在燃烧室收缩段的冷却环上沿。传热计算和对比分析表明,在降低边区混合比的同时,第一冷却环带流量增大25%,可使过热处气壁温下降约35℃。采取增加冷却环带流量、降低燃烧室边区混合比、改善液膜冷却局部喷注结构等措施有利于燃烧室壁面的热防护,可防止局部过热的发生。