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。      

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。     

化学-电喷双模推进系统的研究现状及展望

传统的化学推进和电推进拥有不同的特点及适用范围。化学推进可以产生毫牛级至牛级推力，相比于电推进，推力大，推力范围宽；电推进比冲高达上千秒，最小可以产生微牛级推力。但两种模式单独执行任务有一定的局限性，难以完成较为复杂的航天任务。化学推进与电推进相结合的双模推进系统，同时拥有高比冲和较宽的推力范围，为航天器提供了更高的任务灵活性，其中单组元液体火箭发动机 离子液体电喷推力器双模推进系统近年来受到广泛关注。简述了单组元 电喷双模推进系统的工作原理和特点，重点总结了国内外关于双模推进的研究现状，并对目前面临的问题与挑战进行分析。     

浅析波音737-800客改货飞机冲压进气门的改装与修理

随着波音737-800飞机逐渐进入退役期,其客改货业务应运而生,客改货的工作主要是对结构进行改装和修理。本文结合客改货工作经验以及图纸手册,对波音737-800客改货飞机冲压进气门的改装与修理进行了总结,阐明了工作中的难点和误区,有利于提高改装工作的质量和效率。     

推力室外壁机器人自适应焊接控制研究

针对推力室外壁焊缝坡口进行机器人焊接控制的研究,并基于主动式激光传感器获取坡口参数,通过建立坡口-参数-焊缝的模型来实现推力室外壁的自适应焊接,从而保证推力室焊接质量的一致性。在"静态"研究的基础上,进行推力室焊接过程"动态"坡口结构参数与工艺参数最优匹配的研究,建立了推力室外壁坡口自适应焊接参数模型。结合模糊控制算法搭建了焊接自适应控制系统,完成了推力室模拟件的焊接试验,验证了模型与自适应焊接系统的适用性。针对液体火箭发动机推力室专用S-06,1Cr21Ni5Ti等材料建立了热丝TIG焊接参数计算模型,可覆盖深度5～12 mm的推力室对接坡口。在SIMULINK平台下针对控制响应速度优化了焊接自适应控制系统的调节因子。自适应试验件焊缝熔合良好,X射线检测合格,强度均高于母材强度的90%。     

发动机用特种油滤网冲压过程质量控制

W型特种油滤网具有弹性好,抗冲击能力强等优点,在发动机管路系统广泛应用,然而,W型油滤网为薄壁、复杂横截面结构,冲压成形过程极易出现拉裂、起皱缺陷以及尺寸超差等问题,导致零件合格率低,批量报废。为解决W型油滤网冲压过程成形质量问题,基于ABAQUS有限元仿真平台,建立了W型油滤网冲压过程三维有限元模型,获得了优化工艺参数和模具结构尺寸。针对试验和试生产出现的质量问题,开展质量问题统计,获得质量控制措施,试验结果表明,采取的质量控制措施有效解决了油滤网冲压过程的缺陷问题,产品合格率提升至99%以上。优化后的加工工艺稳定,满足批量生产交付要求,说明采取的质量控制措施是合理的。该研究方法应用于"C型"特种油滤网生产,产品合格率达99%以上,研究方法具有普适性。     

固体火箭冲压发动机设计点性能优化分析

针对冲压动力飞行器射程优化总体需求，提出了基于飞行器-发动机性能因子的评估方法，建立了固体火箭冲压发动机性能模型及优化设计流程，为总体与动力一体化优化设计提供了支撑。根据典型含硼贫氧推进剂性能分析结果可知，相同马赫数及余气系数下，高度对比冲的影响不明显；相同马赫数下，比冲随余气系数的增加先增加后减小；相同余气系数下，比冲随马赫数的增加而降低；飞发性能因子随马赫数、余气系数的增加先增加后降低，在一定条件下达到最大值。      

固冲发动机补燃室温度场及热应力分析

针对选用炭化复合材料在双下侧进气口构型条件下补燃室绝热结构开展了单向流固耦合数值计算,分析了补燃室内不均匀温度场以及不同隔热材料的热应力。补燃室内温度场不均匀分布对绝热层烧蚀的影响较为显著,温度相对较高的位置绝热层烧蚀也较为严重;随着隔热材料的热膨胀系数的增加,绝热结构内表面的热应力明显增大,绝热结构更易出现局部裂纹和脱落;将数值计算结果与试验结果进行了对比分析,具有较好的一致性。结果表明,补燃室进气口下游的壁温最高,进气口下游后段的绝热层烧蚀最为严重;采用GXJ隔热层的绝热结构相比三元乙丙隔热层,绝热结构的热应力增加约59%,绝热结构的整体结构稳定性显著降低。     

液体火箭发动机涡轮泵低温空化实验研究进展

涡轮泵是泵压式低温液体火箭发动机的核心部件，素有发动机的心脏之称，其性能提升受空化条件限制。由于低温介质的空化热力学效应，低温空化过程相较于常温水空化更为复杂。首先介绍了低温涡轮泵空化实验系统的理论基础和设计要点，梳理了表征空化热效应的相似准则发展现状。接着详细介绍了目前国际上具有代表性的低温液体火箭发动机涡轮泵空化流动实验系统和相应的代表性研究成果，结果表明以热敏介质替代低温工质开展实验是当前技术发展趋势，但需要控制好不同介质之间的热效应相似换算关系；以先进光学手段和无线数据传输技术为代表的先进测试手段已逐渐被引入空化流场分析中，是值得进一步发展的研究方向。最后对空化热效应理论建模工作进展进行了总结归纳，发现当前的相关工作主要集中在稳态空化性能，针对非稳态特性的理论建模工作进展缓慢，亟待进一步的深入研究。本文可为进一步提升中国泵压式低温液体火箭发动机性能和可靠性提供有意义的参考。     

高空飞行环境中液体运载火箭底部热环境研究

采用数值模拟和飞行测试验证相结合的方法对液体运载火箭高空对流/辐射耦合换热问题开展系统深入研究。基于燃气多组分输运Navier-Stokes方程、热辐射方程、Realizable k-ε两方程湍流模型，建立了高空含自由流的运载火箭燃气喷流流动模型。辐射模型采用离散坐标法(DOM)，空间离散采用二阶迎风TVD格式，对多个典型飞行高度火箭底部热流进行大型并行计算，将数值结果与试验数据进行广泛对比，验证了计算模型的精度和有效性。数值研究表明，火箭底部辐射热流在刚起飞阶段达到最大值，随着飞行高度上升，辐射热流逐渐降低，火箭底部对流热流表现为先升高后降低的趋势，并在20 km高空达到峰值。本文的预测分析方法对液体运载火箭底部热防护设计具有重要的理论意义和工程应用价值。