飞行器的一种控制执行机构——变推力火箭发动机调节系统性能分析

本文介绍一种可用于飞行器控制系统中的动力装置——变推力火箭发动机的系统方案。根据控制系统的要求,对发动机可调文氏管——喷注器系统的结构参数选择和设计,推导出数学表达式,并对这种发动机控制系统的动态性能和稳态性能加以分析。变推力液体火箭发动机,通常都是利用改变推进剂的秒流量来实现推力调节,其方案可利用喷注器流通截面的变化,或者在发动机供应系统中设置流量调节器,改变流量达到推力调节的目的。但是比较完善的方案是发动机供应系统和喷注器系统对推进剂的流量都进行调节。供应系统中的调节器用来调节推进剂的流量和组元混合比,喷注器流通截面的变化保证推进剂的喷射速度和雾化质量。供应系统中的流量调节器通常是采用可调节流量文氏管。在一般文氏管中加上一个可沿文氏管中心线移动的同心锥,调节锥的纵向移动改变文氏管的流通截面积,调节推进剂的流量。并且文氏管往往处于汽蚀状态下工作。     

固体火箭冲压发动机性能调节研究

在对固体火箭冲压发动机的高度特性进行分析的基础上，分别研究了壅塞式和非壅塞式固体火箭冲压发动机性能调节特性及方案，并着重分析了非壅塞式固体火箭冲压发动机的燃气流量自适应调节原理与规律，分析计算表明，非壅塞式固体火箭冲压发动机不仅结构简单，且能明显提高发动机在非设计状态时的性能。     

全流量补燃循环液氧甲烷发动机推力调节方案研究

无毒、无污染的大推力可重复使用液氧甲烷发动机成为研究热潮,以200 t级全流量补燃循环液氧甲烷发动机为研究对象,结合真实气体效应下涡轮绝热功模型和低温冷却套模型,对比分析了发动机多种调节元件设置方案,结果表明富氧发生器、富燃发生器副路调节元件分别设置为调节器和节流阀时,发动机推力和混合比耦合程度相对较低,利于单一工况参数的调节。在此系统方案基础上,通过仿真对比分析,选择出了最佳推力调节方案。     

“嫦娥”着陆器悬停、避障、缓降试验中的姿态和位置测量

针对"嫦娥"着陆器悬停、缓降、避障试验过程中的姿态和位置测量需求,提出了全站仪、经纬仪及陀螺经纬仪三种测量方案。分别给出了测量计算数学模型,分析了测量系统误差,并对每一测量方案优劣性进行了评估,确定了最佳测量方案。     

补燃循环液体火箭发动机大范围工况调节方案研究

结合液氧/煤油补燃循环发动机的结构和工作特点,重点探讨了推力室燃料主路节流、涡轮分流以及变发生器混合比等推力调节方案在发动机上的应用,确定了在发生器燃料路设置流量调节器改变发生器混合比,实现发动机推力在50%～110%范围内调节的方案,分析了推力调节速率对发动机工作过程的影响及主要组件的适应性.     

一种区域性卫星数据传输系统方案研究

主要对卫星通信系统中星上数据的存储与传输方案进行了探讨。着重介绍并分析了一种卫星星上图像数据的星上存储与传输方案的六种工作模式，对于每一种工作模式的卫星内部结构、工作流程和数据传送铁路做了深入的分析。对卫星数据存储方案的轨道与娃路进行了设计，提出了利用太阳同步轨道间歇性区域性覆盖特定区域的轨道设计方案。并且利用Satlab仿真软件给出了卫星在目标区域的衷盖形状及衷盖时间情况。在通信使路方面，根据上行测控铁路、下行窄带、宽带接路三种不同情况给出了数据速率、载波频率、调制方式和比特误码率等相关参数。     

ATR动力飞行器的变几何进气道设计研究

针对飞行器总体和空气涡轮火箭(ATR)发动机的设计要求,提出一种中心半锥体可调节的变几何进气道方案,探索了Ma 0.6~3.0宽速域性能平衡、类航发需求的出口畸变控制等设计方法。通过中心体的平移进行喉道面积调节并兼顾流量需求,扩张段设置扰流片和格栅来控制流动畸变,相应方案结构简单紧凑、具有实用性。采用计算流体力学(CFD)方法模拟确定了各工况下进气道中心体的驱动位置,分析进气道的流场特性和性能参数。数值模拟结果体现了进气道波系配置、边界层放气和控制流动畸变措施的合理性,总压恢复和流量捕获符合设计指标,出口稳态畸变指数不大于5%。完成变几何进气道方案的Ma 0.6~2.0风洞试验研究,获得了典型超/亚声速工况下进气道的主要性能,初步验证了弹用变几何进气道方案设计的正确性。     

燃气喷注条件对中心支板式固体冲压发动机燃烧性能影响研究

固体火箭燃气超燃冲压发动机具有高比冲、结构简单、流量易调节等优点，然而在超声速空气流的燃烧室中，如何让燃料更好地与空气掺混，增加颗粒停留时间，在较短时间内释放出更多的燃烧焓成为目前研究的重点。提出了一种基于中心支板燃气喷注的含硼固体火箭超燃冲压发动机方案，开展了模拟马赫数6.0、高度25 km来流条件下的地面直连试验和数值仿真研究，验证了该方案的合理性和优势，并获取了燃烧室内的燃烧特性，探寻了固体燃气喷注方式对燃烧室性能的影响规律。结果显示，相比于中心支板喷注方案，侧壁喷注存在总压损失大、反压激波串长度大、进气要求严苛等问题，但能够增强掺混，提高燃烧效率,缩短燃烧所需距离；而在中心支板式固体冲压发动机中，在燃烧室侧壁面引入较小流量的一次燃气，可以增大固体颗粒在燃烧室内的穿透深度，提高燃烧效率和燃烧室性能。     

三组元喷嘴冷流试验研究

本文简要介绍了液氧/煤油高压补燃发动机富氧燃气/煤油喷嘴的一般形式以及在此基础上引入气态氢的四种三组元喷嘴结构方案.重点分析了富氧燃气/煤油/气氢三组元喷嘴的冷流喷雾试验结果,研究了三组元喷嘴的流量特性、雾化特性及流强分布特性、气气两相流的相互影响及结构尺寸对其特性的影响.文中结合三组元喷嘴内流场计算分析,给出四种三组元喷嘴方案的性能优劣.     

马赫数2.5～7.0的二元变几何进气道设计

针对RBCC发动机Ma=2.5~7.0的宽范围工作要求,提出了一种部分顶板转动+唇口平移的二元进气道变几何方案,并通过数值仿真对其总体性能和调节方法进行了研究。结果表明:采用激波依次封口设计概念的变几何进气道在高低马赫数下的总体性能较优,尤其具有良好的流量捕获能力。转动部分顶板的变几何方案拓宽了进气道工作范围,向后平移唇口可以实现超额定工况的起动和Ma=2.3的自起动。变几何进气道的调节方法简单、工程应用可行。     

航天项目资源效用提升方法思考

文章根据价值工程的管理思想,以提升我国航天项目价值为最终目标,在航天系统工程技术和项目管理的基础上,从资源配置和使用角度对项目最优价值的实现过程进行了项目资源管理实践的总结,得出通过资源效用提升可以更好地实现项目价值的结论,较为系统地提出了航天项目资源效用提升的有效实施方法。     

空天飞行器交会的轨道机动策略研究

在给出了空天飞行器(Aerospace Vehicle,ASV)的概念及任务构想之后,依据轨道动力学,结合ASV的特点,研究了ASV与目标在同一圆轨道上以及在共面不共轨圆轨道上的交会策略。其中,针对同一圆轨道上的交会分析了椭圆轨道机动和快速机动两种交会方案,对共面不共轨圆轨道上的交会讨论了霍曼轨道机动、双椭圆轨道机动以及快速机动3种交会方案。在每一种交会策略中均详细分析了交会所需的时间、速度增量以及轨线长度等。最后通过仿真分析了各种交会策略的优劣。     

航天项目管理——高技术复杂项目管理

航天项目是高技术项目。航天项目管理是高技术复杂项目管理。人的动机和行为的不确定性以及高新技术的挑战是复杂性的重要根源。高技术项目组织管理需要系统思维,高技术系统研制要采用系统工程方法。系统思维和系统工程方法是项目管理者应对复杂管理局面的有效方法。     

航天国际合作项目的特点和管理模式

随着经济全球化趋势的不断加强,航天方面的国际承包项目、国际合作必然会越来越多,提高我国航天国际合作项目的管理水平迫在眉睫。文章整合了国际上常见的一些工程项目管理模式,从融资和建设角度出发,对这些模式的特点、实施方式作出了详细分析,尤其对各种模式在应用中存在的优势及特点以及适用范围进行了研究,对于发展适合中国航天领域的国际合作项目管理模式提供了参考。     

系列图象分析和三维目标参数提取技术

系列图象分析是很有前途的崭新学科。本文把分析技术分成光流分析法和几何分析法两大类。在论述两类分析技术的基础上,重点研究了如何检测流速、提取三维几何参数和运动参数以及如何恢复物体的结构,也涉及到三维目标识别问题。文内比较详细地研究了线性的算法,并且提供了已经实现过的某些实验方案和结果。还提出了新方案,即“通用系列图象分析和三维目标参数自动探测装置”。最后,对发展趋势作出了估计,认为系列图象分析技术正朝着理论的完备性和应用的现实性推进。     

软件项目估算与测量的工程实践

在开发过程中软件估算和测量非常重要,如果没有合理而准确的估算和实测数据,就不能对软件项目进行有效的管理和控制。本文阐述了在航天软件过程改进实施过程中工作产品规模、工作量和进度的估算和测量方法,分析了3个航天软件项目的测量结果,总结了项目的管理情况。并且证明基本的CO-COMO模型比较适合航天软件项目。     

航天产品成熟度研究

为解决航天产品高要求、高风险和小子样等特点与保证工程任务一次成功要求之间的问题,以及适应多型号任务并举的发展趋势,文章分析了国外航天领域成熟度技术的主要成果,介绍了产品成熟路径理论框架,阐述了产品成熟度概念和内涵,提出了航天产品成熟度快速提升的途径和方法.在航天工程实践中已经获得的一系列科技成果,通过对这些理论方法的应...     

项目资源配置的管理

以提升项目资源管理能力为目标,在系统工程技术和项目管理的基础上,从资源的配置和使用角度对项目资源的配置管理方法进行了探索研究,提出了完善项目资源配置管理的方法。为促进航天项目管理能力的提升提供参考。     

Research of Technology Readiness Assessment for Aerospace Projects

Two problems were found in recent applications of TRLs in aerospace projects.One is how to accurately evaluate the readiness level of a given technology in a project using the TRL scale.The other is how to deal with the diversity(different types) of technologies involved in an aerospace project.To solve these problems,a technology readiness assessment(TRA) method based on three maturity characteristics is established,and this method is adapted according to the features of different types of technologies.The proposed method has been successfully applied to aerospace projects and enables great effectiveness and accuracy in assessing new technologies.     

基于软系统思想的公共项目决策支持模式研究

首先分析了公共项目决策不同于一般工程项目的特点,公共项目自身牵涉的利益群体众多,相关决策信息复杂,大量涉及人的行为。其次从分析这些特点出发,认为公共项目决策具有软系统特点,从而进一步探讨软系统思想在公共项目决策中运用的可能性。最后提出了基于软系统思想的公共项目决策支持模式框架,并进一步分析了其实现步骤。