进气预旋对环形混合器混合排气系统气动热力性能的影响

为了明确混合排气系统内涵进气预旋角对环形混合器混合排气系统气动热力性能的影响,采用基于Navier-Stokes方程组的三维流场数值仿真方法对某环形混合器混合排气系统在不同进气预旋角工况下的流场进行了分析,并将结果同轴向进气的情况进行了对比.结果表明:内、外涵之间剪切层的厚度以及剪切层的扭曲程度随进气预旋角的增加而增大.在环形混合器混合排气系统出口处,随着进气预旋角的增加,热混合效率小幅升高,其中30°进气预旋角模型热混合效率为轴向进气模型的1.36倍;总压恢复系数和环形混合器混合排气系统推力逐渐降低,较轴向进气模型,30°进气预旋角模型总压恢复系数降低了0.0034,而相对推力下降了0.081.      

无轴承异步电机无径向位置传感器控制

针对无轴承异步电机(BIM)运行中转子位置辨识问题,提出一种基于改进反电动势法的无位置传感器控制方法.该方法在反电动势法(BEMF)的基础上,通过加入低通滤波器减小径向悬浮力绕组磁链的观测误差,同时对低通滤波器引起的相位和幅值偏差进行补偿,获得改进后的径向悬浮力绕组磁链观测模型,根据磁链-位移方程最终获取转子径向偏移,实现转子径向位移自检测.应用这种位置检测方法,建立了无轴承异步电机无位置传感器矢量控制系统,并进行仿真研究.仿真结果表明:该控制系统不仅能有效检测出转子径向位置,且具有优良的转速和转矩特性.进一步的实验结果同样表明:该方法能具有良好的位置在线自检测能力,实现了无轴承异步电机无位置传感器方式下的稳定悬浮运行.      

壁面散热对超声速喷管性能的影响

采用一维无粘理论对扩张喷管的流动和性能进行了计算,研究了壁面散热量和散热规律对喷管流动、出口气流参数和性能参数的影响。结果表明:壁面散热会导致喷管沿程静压、静温和总温减小、出口马赫数和总压增大,并且随散热量增大,喷管的工作状态可依次经历欠膨胀状态、临界状态和过膨胀状态,但是喷管的推力系数逐渐减小,性能下降;壁面散热规律对喷管性能有很大影响,入口附近散热量较大出口附近散热量较小时,喷管的性能下降最大。从研究结果可以看出,壁面散热可以调节喷管的欠膨胀度,使喷管从欠膨胀状态趋于过膨胀状态,采用侧重于后半部分散热的规律可以取得良好的调节效果。     

气液针栓喷注单元雾化角模型

为了准确预测气液针栓喷注单元的雾化角,基于动量守恒建立了液束撞击气膜的雾化角理论模型,通过试验结果获得变形因子,并分析了结构参数和工况参数对雾化角的影响规律。结果表明:局部动量比对雾化角影响最大,其他结构参数和工况参数都是通过影响局部动量比而进一步决定雾化角;随着局部动量比增大,液束变形程度减小,液束变形导致有效撞击动量比小于几何动量比。根据试验结果分段给出了变形因子,当局部动量比范围为0～3时,变形因子推荐值为0.61,当局部动量比范围为3～4.5时,变形因子推荐值为0.70,当局部动量比范围为4.5～7.2时,变形因子推荐值为0.75,引入变形因子的理论预测值与试验结果吻合很好,该模型可为气液针栓喷注器的理论研究和工程设计提供参考。      

基于电推进卫星飞往Halo轨道的转移轨道研究

利用电推进及轨道力学的特性实现节能优化,将限制性三体问题中的稳定不变流形与小推力轨道优化相结合,研究全电推进卫星从地球停泊轨道飞向日地拉格朗日L2点Halo轨道的低消耗转移轨道.航天器的转移轨道分为逃逸段、拼接段与无动力滑行段.在逃逸段卫星沿速度方向加速脱离地球引力,拼接段采用Radau伪谱法进行优化,使航天器以最短时间到达目标Halo轨道的稳定不变流形上,随后航天器电推进系统关机,沿稳定不变流形无动力滑行至目标轨道.基于雅克比积分常数给出拼接段轨道初始猜测值,以先提高切向方向航天器能量避免了全程优化离散点过多难以求解的问题.仿真结果表明,该方法收敛速度较快,对平动点工程任务的初期轨道特性计算具有实际意义.      

矢量信号调制质量分析方法研究与实现

采用矢量信号分析技术通过分析已调信号的特性,能够快速发现引起信号失真的原因,定位系统设计中的错误,该技术在信号分析仪器、数字通信等领域应用广泛。本文在深入研究矢量分析技术的基础上,建立了矢量信号分析模型,并对矢量信号分析中对结果影响较大的最佳判决未知和幅相补偿模块进行了详细分析。利用软件实现了矢量信号调制质量分析,能够快速的对EVM等指标进行计算,且易于嵌入其它系统和设备,使用方便。     

空间极小推力宽范围可调推进技术研究进展

空间极小推力宽范围可调推进技术是高精度航天器重点支撑技术,其性能决定了高精度控制任务的成败.在分析了空间极小推力宽范围可调推进技术内涵的基础上,对典型的宽范围极小推力冷气推进技术、电推进技术进行了国内外研究情况分析.研究分析了空间极小推力宽范围可调推进技术中涉及到的关键技术,如极小推力模型及高精度闭环控制技术、高精度流量驱动控制技术、高精度流量测量技术、高精度极小推力测试技术.对空间极小推力宽范围可调推进技术的发展现状和发展趋势进行了总结,给出了我国空间极小推力宽范围可调推进技术的发展建议.首次全面、系统地对空间极小推力宽范围可调推进技术进行了综述、总结和展望.     

基于自适应的月球着陆器悬停避障方法

摘要： 考虑质量和推力不确定性,月球着陆器在悬停避障时将难以快速稳定到设计高度.为解决此问题,提出一种基于自适应的高精度悬停避障方法,其核心是利用位置测量作为观测器的输入,对质量和推力不确定性进行快速估计和补偿.与基于PID的方案相比,该方案具有估计速度更快的优点,能够快速实现高精度的悬停避障控制.最后对所提方法给出仿真验证.     

基于探针诊断的HEMPT推力等效测量方法

无拖曳卫星任务对会切场推力器(HEMPT)性能有更为精细的技术指标要求,针对目前的三丝扭摆测量系统由于技术限制不能快速精确地反应这些指标,从等离子体原理出发,推导了一种通过探针所测的数据计算推力的等效方法,并经过实验测量进行了验证。测量结果表明:该方法可以在一定范围内较为精确地计算推力,并且为微牛级推力测量以及推力分辨率测量提供了一种行之有效的参考方法。     

燃烧室宽度对液态燃料旋转爆轰发动机影响实验研究

为了研究燃烧室宽度对液态燃料旋转爆轰发动机工作特性的影响,搭建了气液两相旋转爆轰实验系统,以汽油/富氧空气为工质,氢气/氧气预爆轰管作为点火装置,在不同燃烧室宽度下开展了一系列实验研究,分析了爆轰波的起爆过程,以及燃烧室宽度对爆轰波传播特性与发动机推力性能的影响。实验结果表明：点火后,燃烧室内需要经过一个爆燃转爆轰过程才能形成自持传播的爆轰波;爆轰波在不同燃烧室宽度下均以双波对撞模态传播,对应的波速分布在850~1025m/s内,随着当量比增加,波速整体呈增加趋势;当燃烧室宽度减小,波速整体有所降低;不同燃烧室宽度下推力性能存在显著差异,其中燃烧室宽度在16.5mm下,发动机的推力和燃料比冲要明显低于11.5mm和9mm的;随着燃烧室宽度减小,内外壁面边界层在流场中的作用更为突出,降低了发动机推力的稳定性。