事件触发机制下的充液航天器姿态控制

针对液体大幅晃动、通信资源受限的充液航天器姿态控制系统，提出一种自适应滑模控制与事件触发机制相结合的控制策略。首先，针对固-液耦合的充液航天器姿态控制系统，选用滑模变结构控制来削弱液体大幅晃动的非线性影响，并设计自适应更新律在线估计不确定参数来提高系统的鲁棒性。然后，考虑星载计算机资源的限制，设计相对阈值的事件触发机制来决定控制输入信号的更新，从而减少控制器与执行器之间的信号更新对通信网络的占用。最后，仿真结果表明，在液体大幅晃动下，所提控制策略不但可以使航天器姿态控制系统最终收敛到任意小的界内，而且可以减少96%的控制信号传输，减轻航天器的通信负载。      

模拟转子叶片丢失后外传载荷影响特性研究

航空适航法则及相关安全性标准中均对航空发动机叶片丢失后的安全性设计提出了要求，为此需要明确关键零件在叶片丢失后所承受的载荷环境。本文利用Newmark-β法求解载荷传递系统的瞬态运动微分方程，得到振动响应与力载荷的关系。设计了模拟转子不平衡响应试验，进行突加不平衡质量后的转子响应测试，进而通过试验件内外振动响应获得了冲击载荷的传递规律。同时为研究阻尼在叶片丢失外传载荷中的影响效果，通过控制对试验件阻尼器是否供油，进行了有支点阻尼及无支点阻尼的振动响应对比试验。研究结果表明，冲击载荷在通过静子件后会产生明显衰减，本文试验对象传递比最高仅为53%，远离转子支承处所承受的载荷远低于转子支承处的载荷。同时，阻尼会明显降低冲击瞬间的外传载荷，但对转子稳定后的稳态载荷影响较小。本文研究表明：进行航空发动机叶片丢失条件下安全性分析时，需考虑冲击载荷的衰减及阻尼影响。另外，合理的阻尼器布局将有效降低叶片丢失时产生的冲击载荷作用，有助于提升发动机的抗冲击能力。     

爬升阶段涡扇发动机核心流道吸鸟适航审定

研究涡扇发动机核心流道吸鸟对发动机的影响，分析核心流道吸鸟与风扇叶片鸟击的损伤模式及关键要素的差异。采用光滑粒子流体动力学方法开展某发动机风扇增压级内涵的吸鸟数值模拟，研究吸鸟位置、鸟速和风扇转速等关键参数对鸟体碎片轨迹及质量分布的影响，确定核心流道吸鸟最严苛工况条件。结果显示：鸟撞击进口导流叶片中心位置时鸟体切片质量较大；在较高鸟速和较低风扇转速下进入内涵的鸟体切片质量较大。研究结果支撑了某型涡扇发动机核心流道吸鸟专用条件的制定，要求在典型的爬升阶段允许的最大爬升速度以及最小风扇转速条件下开展吸鸟试验，同时试验用到的这只鸟的撞击位置应该使吸入核心流道的鸟的质量最大。     

高背压等离子点火器及其液体燃料点火特性实验研究

航天应用的液体火箭发动机及燃烧型加热器燃烧室室压高、燃料流量大、温度低、有重复启动需求，实现安全可靠点火的难度较大。针对这些需求，研究了一种采用高背压设计的电弧等离子体点火器。实验研究了Ar，N₂气体工质在高进气压力下的伏安特性，发现N₂在宽压力范围内适用于点火。发射光谱分析表明，在高达数MPa的进气压力下，Ar，N₂等离子体射流电子密度符合局部热力学平衡判据（LTE判据），点火能量集中。N₂等离子体整体温度低于Ar，但阳极喷口附近温度高于Ar，N₂等离子体射流火焰长，卷吸沿程空气造成射流平均温度偏低，但有助于低温液体推进剂的蒸发混合和强化点火。等离子体射流引起了臭氧和氮氧化物的形成，具有促进点火和化学反应的作用。背压提高引起电源输出电压升高，提高供气压力和电流，有助于点火器在高背压环境中稳定电压。燃烧型空气加热器燃烧室的点火实验发现，采用N₂等离子体喷注面中心点火，可以在短时间内完成酒精-空气和酒精-液氧-空气的点火，最高燃烧室室压接近5MPa时，点火器仍能稳定工作，多次使用电极烧蚀不明显，在液体火箭发动机的重复可靠点火方面具有很好的应用前景。     

基于热力学的涡扇发动机神经网络建模方法

由于无法掌握不同发动机的真实部件特性，传统热力学模型对在翼涡扇发动机的建模存在较大的建模误差；同时，热力学模型在特性图边界线附近迭代时，容易迭代到特性图之外，造成迭代过程的不收敛。针对上述问题，本论文提出基于热力学过程的涡扇发动机神经网络建模方法，在神经网络模型的训练过程中充分考虑对部件共同工作热力学约束的优化，提高发动机建模的准确性。通过构建部件级网络结构、部件共同工作损失函数及融合训练过程，将基于部件特性图的传统热力学模型迭代过程转化为部件级神经网络的多目标优化与训练过程，提高了模型的收敛性及建模准确性。模型在26 970条发动机实际飞行数据上进行了训练及测试，结果表明，在相当宽松的准稳态数据下，论文提出的建模方法最大误差可以达到7%左右，比基于部件特性图的热力学模型低5%左右。     

燃烧室头部激励的等离子体强化燃烧特性实验研究

等离子体助燃是一种新型的强化燃烧技术，近年来受到国内外学者的广泛关注。本文开创性地研制了基于旋转滑动弧等离子体的强化燃烧头部，建立了某型航空发动机三头部燃烧室实验件的等离子体助燃实验平台，验证了该等离子体强化燃烧技术应用于型号发动机燃烧室的可行性。实验研究等离子体助燃在不同余气系数和不同输入电压条件下对平均出口温度、燃烧效率、温度分布系数以及熄火边界的影响。实验结果表明，与正常燃烧相比，施加等离子体助燃后的燃烧效率有明显的提高，在输入电压为U0=240V，余气系数为 α=0.8时，等离子体助燃的燃烧效率提高3.24%。实施等离子体助燃后，燃烧室出口温度分布场分布得到明显的改善，在富油工况α=0.8，出口温度分布系数减少39.8%。等离子体助燃输入电压越高熄火边界扩展程度越明显，相比于正常工况条件下，等离子体助燃U0=240V的熄火边界扩宽了7.34%。     

SABRE预冷器计算模型及其在整机模型中的应用

预冷器的性能对SABRE等预冷组合循环发动机具有重要影响,为实现发动机方案设计阶段预冷器的快速设计与评估,建立了预冷器准二维快速评估模型。将SABRE预冷器的几何结构简化为一个扇环形区域,沿径向和周向将该区域划分为二维节点。应用守恒方程及传热关联式完成单个节点计算,再求解节点矩阵的平衡方程组,计算内外流体特定节点上参数的二维分布,得到预冷器出口参数。将模型嵌入发动机总体性能程序中,实现了发动机设计及非设计点的预冷器性能计算的功能。与文献数据对比结果表明,预冷器模型传热计算误差小于5%,摩擦阻力误差小于10%。整机计算结果显示,Ma0~5范围内,预冷器空气侧温降范围为143K至932K,温降随飞行马赫数升高单调上升。预冷器传热有效度范围为0.896-0.945,空气侧总压恢复系数范围为0.852-0.904。     

一种航空发动机引气负载系统的设计与应用

设计了一种用于航空发动机他机领先试飞的引气负载系统,详细介绍了该系统的总体布局、技术要求、工作原理和具体实施方案。整个系统主要由引气控制系统、引气流量测量控制系统、引气流量调节装置及限流文氏管等组成,通过测量控制系统,控制压力调节/关断阀和引气流量调节阀,测量、显示和记录流量测量装置获取的参数。地面试验和飞行试验表明,该系统工作时发动机状态稳定,且能满足发动机不同功率下的流量需求。     

基于代理模型全局优化的自适应参数化方法

对于翼型气动隐身设计问题，设计变量的配置对设计结果影响很大，而简单地增加设计变量不能保证得到理想的结果。提出一种适用于代理模型全局优化的自适应参数化方法：利用全局敏感性分析方法——基本效应法，得到设计空间关于目标函数的敏感区域信息，并以此为根据增加设计变量；利用节点插入算法将低维样本在高维空间内进行重构，避免了重新取样的工作量。相对于传统固定设计空间维度方法，自适应参数化方法在设计空间的敏感区域扩展维度，能够更加精准地描述外形并反映目标的变化趋势。通过飞翼布局翼型的气动隐身优化算例，证实自适应参数化方法可以大幅提高优化设计质量和效率。