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.     

一种月球软着陆优化方法

提出了一种用变推力火箭发动机实现月球定点软着陆轨道的优化方法.在软着陆加速度线性变化条件下,给出了位置速度状态参数以及推力加速度、推力和秒流量的计算模型,通过调整总飞行时间和着陆点位置实现了燃料消耗最小的优化.该法简单,易于工程化,适于用变推力火箭发动机在月球上实现定点软着陆的任务.算例证明了此法的可行性和有效性.     

火箭基组合循环(RBCC)发动机性能分析

介绍了采用引射火箭模式的RBCC发动机工作原理,并在对其概念设计模型进行简化的基础上,进行了RBCC发动机系统性能分析,评估了RBCC发动机系统主要设计参数(发动机系统出口截面直径和燃料化学反应后的总温)的变化对其性能(推力、推力系数和比冲)的影响,认为:1)燃料经过加热后,推力和推力增益都上升了69.97%,比冲增加了180.18%;2)随着二次燃烧过程中燃烧室温度的上升,发动机的推力、推力增益和比冲得到了很大的提高,火箭发动机的性能得到了很好的改善;3)随着RBCC发动机系统出口截面直径的增加,尾气对发动机的反推力、推力增益以及比冲急剧下降,不利于其性能的改善。     

一种燃料最省的火星精确着陆动力下降段快速轨迹优化方法

针对火星精确着陆问题,给出一种燃料最省的火星着陆动力下降段快速轨迹优化方法。首先以燃料最省为指标建立了着陆器动力下降段轨迹优化问题模型,然后利用极大值原理对该模型的推力大小、推力方向与协状态变量之间的关系进行分析,得出着陆器推力只能以最大或最小推力工作、推力方向和与速度对应的协状态矢量方向相同的结论。并以此为基础,将原问题的状态微分方程和协状态微分方程转换为有限个推力为常值的分段函数,推导每段内微分方程的解析表达式,给出了动力下降段轨迹优化方法的算法流程;最后通过数学仿真将所提出的方法与凸规划、多项式制导方法进行比较。结果表明该方法不仅避免了多项式方法没有考虑推力约束及燃料消耗的缺陷,而且在计算效率方面较凸规划方法有大幅度提高。     

基于任务规划的有限推力燃料最优交会

给出了空间交会冲量机动任务规划及基于该任务规划的有限推力燃料最优交会算法。首先,以双冲量空间交会作为问题的初步模型,采用Battin-Vaughan算法对追踪器初始位置和飞行时间的组合进行遍历计算,通过分析特征速度等值线图,进行空间交会的任务规划,为有限推力燃料最优交会提供重要的初值条件。基于任务规划分析,建立了有限推力燃料最优交会的最优控制模型,根据庞特里亚金极值原理将最优控制问题转化为两点边值问题,采用共轭梯度算法进行数值求解。在变轨时间固定、连续变推力的情况下,以总冲最小、满足终端位置和速度约束为指标,对推力大小和方向进行优化。通过数值仿真,得到了一些重要的结论,为工程应用提供了一定参考价值。     

RBCC引射模态DAB模式二次燃烧数值研究

对火箭基组合循环(RBCC)引射模态煤油燃料扩散后体燃烧(DAB)模式二次燃烧过程进行了数值研究。研究中使用了简单快速单步不可逆化学反应模型、三维非结构网格有限体积方法和k-ε湍流模型。结果发现引入DAB燃烧后,可以提高系统推力性能,但在地面静止自由引射状态未发现推力正增益;二次燃料喷嘴处于二次燃烧室的后部将更加有利于提高燃烧效率。     

某大结构变化空间飞行器转动惯量在轨估计

针对某空间飞行器在轨运行时转动惯量变化大的特点,对其转动惯量的在轨估计方法进行了研究。基于姿态动力学模型建立状态方程,用陀螺测得的角速度、推力标称值和推力作用点的位置信息构造量测,用最小二乘法估计转动惯量。仿真结果证明了算法的有效性,误差小于5%。估计算法计算简单,估计时间和所用燃料消耗少,工程上易于实现。     

固体发动机推力终止过程分析和预估

本文介绍了固体发动机推力终止过程理论分析及预估的各种方法,并对它们的优缺点和应用场合,以及某些问题进行了讨论,文中在指出现有计算方法均不能解释和预估推力终止过程中出现的一系列压力脉冲现象同时,介绍了这一问题的冷模拟实验结果。     

基于伪光谱方法的有限推力轨道转移优化设计

研究了伪光谱方法在空间飞行器有限推力轨道转移最优化问题中的应用。首先给出了空间飞行器轨道转移最优化控制问题模型,其中运动方程为三自由度模型,性能指标选为轨道转移过程中燃料消耗最小,控制变量为推力攻角。终端状态受到航迹角、高度和速度的约束。然后,应用伪光谱方法将最优控制问题离散化为非线性规划问题,即将动态优化问题转化为静态参数最优化问题。选取各配点上的状态量和控制量作为优化参数。最后应用基于Matlab语言的SNOPT软件包对参数最优化问题进行求解,该软件包对于求解大型非线性规划问题具有很好的收敛性。仿真结果表明伪光谱方法对于空间飞行器转移轨道初始参数取值不敏感,具有一定的鲁棒性,生成的轨道能够较好地满足各种约束条件。因此,伪光谱方法对于空间飞行器有限推力轨道转移问题的求解是可行的。     

邻近近圆轨道两个飞行器的最优交会

邻近近圆轨道上两个飞行器的相对运动可以用线性化Ｃ—Ｗ方程描述。本文利用线性化Ｃ—Ｗ方程研究了常推力作用下两个飞行器的固定时间最省燃料交会问题，给出了最优推力作用的开关函数和最优推力方向的计算方法。     

基于综合平衡法的超燃冲压发动机燃烧室构型影响分析

燃烧室构型在超燃冲压发动机研究中占有举足轻重的地位,其内部流动及燃烧机理极其复杂。通过引进极差的概念,利用综合平衡法对试验数据的分析,研究了不同当量比及不同燃料喷射形式对碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室热态内推力及内推力综合比冲等性能的影响,发现燃烧室第三扩张段角度和第四扩张段角度对其性能影响尤为重大,第一扩张段角度影响最小,且随着燃料喷射位置的前移,第二扩张段角度的影响越来越大。
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高马赫数飞行条件下超燃冲压发动机燃烧组织方案数值模拟

针对高马赫数飞行条件下(Ma=8,其中燃烧室内流马赫数为3.88)超燃冲压发动机燃烧组织方案的优化问题,采用三维可压缩雷诺平均(RANS)数值模拟方法对采用不同燃料喷射角度和凹腔后倾角的燃烧方案进行了数值模拟研究。结果表明：高马赫数下燃烧主要集中在凹腔和燃烧室近壁区,随着燃料喷射角度的增大,燃烧反应更加剧烈;增大燃料喷射角度和减小凹腔后倾角能提高混合效率,从而提高燃烧效率,燃烧也更充分,但是燃烧引起的总压损失也会相应地提高;高马赫数条件下发动机内流阻力很大,大约是发动机净推力的7～8倍,而增大喷射角度和减小凹腔后倾角有利于提高发动机的推力性能,其中采用135°的逆向燃料喷入方案获得的正推力最大,此时燃烧位置相对靠前,有利于燃烧室设计尺寸的小型化。     

基于双蚁群优化的快速轨道转移

研究了Lambert转移的优化问题,并用于航天器的快速轨道机动。以二体模型为基础,在给定的转移时间范围内以燃料最省为目标函数,用蚁群算法(ACA)对Lambert机动问题进行寻优;将第一次寻优用于完成轨道机动所需的速度增量转换成航天器发动机有限推力下的时间序列;考虑地球主要摄动影响,再次用ACA对有限推力工作时段进行边值修正,保证航天器能转移至目标位置范围。仿真结果表明:双蚁群优化方法可有效修正由二体假设导致的Lambert转移的误差,同时由蚁群算法的较强寻优性能保证了Lambert机动过程的燃料最省。     

再入飞行器离轨制动在线规划方法

研究了再入飞行器离轨阶段的轨道规划方法。基于轨道飞行原理,建立了冲量模型下离轨制动参数和再入点参数的关系,分析了最优离轨的推力施加原则。在考虑地球自转的前提下,针对约束再入点特定经纬度的问题,利用非线性规划的优化方法,研究了有限推力模型下离轨点位置的确定策略,同时给出了符合燃料最优目标的离轨制动参数。     

火箭返回制导动力着陆段的自适应启动方法

针对重复使用火箭垂直返回着陆问题,提出了一种燃料最优的动力着陆段自适应启动方法。首先,将燃料最优启动点对应的动力着陆轨迹的推力剖面和攻角剖面描述为解析的形式,该解析形式中攻角剖面由状态量唯一确定,推力剖面仅含一个待定参数。随后,通过预测具有上述解析剖面形式的轨迹判断是否启动动力着陆。计算中引入松弛终端位置约束的策略求解推力剖面待定参数,由终端位置约束判断是否满足燃料最优启动条件。上述策略将燃料最优启动条件的判断问题简化为单一变量求解问题,实现了该问题的快速求解。仿真结果表明,该方法得到的启动点与数值优化方法得到的燃料最优启动点接近,且求解过程稳定、计算效率高。     

卫星编队队形重构中的模型选择

推导了卫星编队进行燃料最优队形重构时,两组Lawden方程（时间域和真近点角域）下所建立目标函数的数学关系,指出在不需要解析解的情况下,动力学模型应选择时间域下的Lawden方程,目标函数应建立在时间域。首先,分别针对脉冲推力和持续推力机动,研究了两组方程下目标函数的差异。然后,以持续推力式重构方法为例,构造了燃料最优目标函数,基于最大值原理,建立了队形重构的两点边值问题。然后,采用边界迭代法求解初始协态变量,确定最优的控制加速度。最后通过数学仿真验证了模型分析的正确性及算法的有效性。
     

有限推力交会的最省燃料轨迹

给出了航天器有限推力交会的最省燃料轨迹。首先应用三角变换技术将推力约束 转化为没有任何约束的虚拟控制,进而利用直接优化方法,应用参数化控制方法以及强化技 术将控制向量表示为分段常值函数,将上述最优控制问题转化为非线性规划问题。应用经典 的参数优化方法即可求得最优控制律的一个近似解,通过增加参数个数,重复优化得到逼近 连续最优解的参数化解。仿真结果表明提出的控制方案是行之有效的。
     

卫星编队连续推力控制的燃料平衡方法

在卫星编队飞行中,编队重构等机动过程会导致整个编队卫星之间燃料消耗不均匀,甚至出现某一成员卫星燃料消耗完,而导致整个编队构型提前结束乃至任务失败。针对该问题,文章提出了在卫星编队轨道重构过程中可采用的一种燃料平衡方法,即基于连续推力控制,以燃料最优为控制目标,通过建立燃料消耗函数,推导了不同相位角及重构半径时的最优控制加速度,通过减小各从星之间的燃料消耗函数的差异,使得不同成员卫星燃料消耗差别最小。编队卫星燃料平衡程度取决于初始相位角,文章给出了最佳初始相位角的表达式。最后,对以一主二从的三星编队在从星轨道重构中的从星燃料平衡问题进行了仿真,分别验证了卫星编队连续推力控制方法和编队卫星燃料平衡方法的正确性和有效性。     

一种基于模型预测的火星返回推力器容错控制再分配方法

针对火星返回上升器由于环境等因素造成的推力器故障导致的姿态控制系统失稳而难以安全返回的严重问题，提出基于模型预测的动态容错控制再分配方法。根据推力器动态特性建立上升器推力分配模型，对模型参数误差进行实时估计从而修正分配模型，根据模型预测自适应推力再分配方法实施容错控制。同时，将推力器输出限制作为优化求解器的约束，并将推力器故障模型作为优化求解的约束域，实现最小化分配误差和最小化燃料消耗意义下的最优推力再分配。计算机仿真表明了该方法的可行性和实用性，获得了满意的结果，它能使推力器输出推力误差降低60%以上，姿态控制系统能在故障状态下3～5 s快速镇定。     

能量最优的航天器连续动态避障轨迹规划

针对传统脉冲避障算法在航天器轨迹规划应用中存在对瞬时推力依赖性强且燃料消耗量大的问题,提出能量最优的连续动态避障算法.该算法首先基于线性相对运动方程与有限时间的能量最优模型,建立了相对运动能量最优模型,同时验证了模型最优性;其次将动态障碍物的y向运动误差偏移与正态分布概率引入避碰安全距离模型,修正了追踪航天器动态避障的...