航天器推进系统管路充填过程动态特性(Ⅰ)理论模型与仿真结果

研究了航天器推进系统管路充填过程动态模型与计算方法。以一维管道瞬变流理论为基础,采用瞬变管流湍流频率相关摩擦损失模型计算管壁摩擦流阻,构造了管路分支流阻计算模型,孝虑了液流撞壁后的蒸汽泡团释出与崩溃现象。数值计算采用特征线方法,仿真结果表明计算模型较好地描述了充填过程中的水击和管流振荡现象。     

航天器推进系统管路充填过程动态特性(Ⅱ)实验模拟与结果评估

针对某一具有工程背景的卫星推进系统,建立了一个包括抽真空设备的实验模拟系统,以水为介质进行真空充填过程实验研究,结果表明充填过程中存在较强水击;利用数学模型对实验室系统充填过程进行仿真,计算结果与实验测量值吻合,表明模型仿真是可靠的。     

载人登月航天器推进系统方案选择分析

载人登月航天器完成近月制动和着陆下降等空间任务,需要装载大量推进剂,推进系统方案选择是航天器总体方案设计优化的重要组成部分.建立了推进系统关键组件设计仿真模型,仿真分析了推进系统质量和干重系数随推进剂装载量的变化规律,并对比了20 t级载人登月航天器挤压和泵压推进系统方案.结果表明:推进系统方案质量与推进剂装载量有关,...     

航天器推进系统发动机动态特性研究

以一维流体瞬变理论为基础,采用特征线有限差分格式,编制航天器推进系统液体推进剂火箭发动机动态过程的通用仿真软件,并对某多台发动机系统的动态特性进行研究。结果表明,该模型较好地描述了系统瞬变特性和水击现象,所开发的软件可方便进行其它推进系统的分析,为发动机系统设计和优化提供指导。      

载人航天器推进系统健康监测的组件技术研究

为了适应载人航天器推进系统多发动机的分布式结构,提高健康监测系统的可靠性,应用组件技术构造了分布式多智能组件集成的健康监测系统,给出了组件之间的协调修正和决策算法。原型系统仿真结果表明,该技术比传统的面向对象（ＯＯＰ）技术更适用于分布式系统,可应用于载人航天器推进系统的健康监测。     

航天器推进系统管路充填过程动态特性(1)理论模型与仿真结果

研究了航天器推进系统管路充填过程动态模型与计算方法。以一维管道瞬变流理论为基础 ,采用瞬变管流湍流频率相关摩擦损失模型计算管壁摩擦流阻 ,构造了管路分支流阻计算模型 ,考虑了液流撞壁后的蒸汽泡团释出与崩溃现象。数值计算采用特征线方法 ,仿真结果表明计算模型较好地描述了充填过程中的水击和管流振荡现象     

基于仿真的月面着陆器上升级推进系统动态特性研究

针对月面着陆器上升级推进系统开关机响应、主要参数变化等动态特性问题,建立了推进系统的主要部件动力学模型与仿真模型,对典型的月面着陆器上升级推进系统工作过程开展了仿真研究。仿真结果表明,发动机工作过程仿真结果符合预期趋势,初步验证了利用AMESim软件进行推进系统性能仿真研究的可行性。     

航天器轨迹优化的通用数值方法

给出了航天器轨迹优化的一种通用数值仿真方法，该方法是由静态参数优化和动态参数优化构成，其中，静态参数优化采用可变误差多面体算法，动态参数优化采用基于最优控制理论的共轭梯度方法。     

空间推进系统静态特性通用仿真方法

针对采用液体推进剂的空间推进系统，提出了一种基于图论和面向对象技术的通用数值仿真方法，该方法适用于空间推进系统各种形式设计方案的检验及推进系统静态工作过程的仿真研究。应用此方法开发的软件对某空间推进系统进行了静态特性的仿真，获得良好效果，显示了很好的通用性。     

航天器推进系统故障诊断专家系统的研制开发

论述了设计航天器推进系统故障监测与诊断专家系统的重要性和必要性。并结合具体工程背景所研制开发的诊断系统, 研究了其主要的设计思想、特点、功能以及软件需求分析,实现软／硬件环境     

卫星推进系统真空充填过程数值仿真

以一维管道瞬变流理论为基础, 利用特征线有限差分法, 建立空间推进系统部件流体动力学模型和液头充填的计算模型, 瞬变管流运动方程摩擦阻力采用平均摩擦损失模型和动态摩擦损失模型, 考虑溶入气体后管流声速的变化, 对某卫星推进系统管路充填过程进行计算.与实验结果对比表明:计算模型较好地描述了发动机充填过程中的管路水击和管流振荡现象, 可为其它推进系统管路充填流动瞬变特性分析提供指导.      

基于AMESim的液氮供给系统液击仿真

基于系统级仿真平台AMESim,建立了大型低温风洞(CWT)液氮供给系统(LNSS)的动态仿真模型.实验对比结果显示,仿真结果的平均误差在6.8％以内,验证了模型的准确性,并进一步对比开展了喷嘴瞬时全关和喷嘴有序关闭两种典型工况下的液击分析.结果表明液击模型能够较好地反映管路系统中的液击过程.喷嘴瞬时全关工况下,液击峰...     

空间飞行器实时仿真多体系统动力学建模

为了解决传统的多体系统动力学模型因必须显式表达多体系统的拓扑构型信息,使得所建数学模型非常复杂而不太适合空间任务级实时仿真的问题,针对具有中心体结构的空间飞行器,采用拟坐标拉格朗日方程推导出简洁的多体系统姿态动力学数学模型,并利用通用仿真平台建立了可实时运行的多体系统姿态动力学仿真模型.在仿真模型上施加测试用极限环控制律,模型输出正常的姿态动力学响应.仿真结果表明,所建模型在模型粒度和运行效率间取得了平衡,满足空间任务级仿真对模型逼真度和实时性的要求.     

航天器推进系统故障的面向时态检测和诊断

根据航天器推进系统的时变性特点，在规则的专家系统方法基础上，提出了推进系统面向时态的故障检测和诊断方法，在对知识表示方法和推理诊断策略进行改进后，在Windows NT环境与实现了一个基于知识的故障诊断原型系统，介绍了原型系统的结构、功能及网络实时数据通信方法，经过仿真数据测试验证了方法的有效性。     

基于QSS的自适应多步校正算法及其在柔性航天器动力学中的应用

量化状态系统（QSS）算法是一种基于状态变量离散化的数值积分方法,该方法与基于时间离散的传统方法显著不同,QSS通过计算状态变量每次跃迁所需的时间来推进下一步的积分。在求解非刚性常微分方程时,QSS算法比传统算法更具优势,但它不适合求解刚性问题。为此提出一种基于QSS的自适应多步校正算法（AMCQSS）,该算法以QSS为基础、结合隐式多步法思想,在计算过程中可以自适应选择二步法或三步法,以有效提高求解刚性问题的精度和效率。通过对柔性航天器动力学的仿真求解,验证了算法的可行性。将该算法与ODE23tb、ODE15s、ODE45以及QSS等算法进行对比,结果表明AMCQSS算法既能保证求解的效率及精度,又具有较好的收敛性和稳定性。     

一种可重复出水两栖无人飞行器多循环推进系统方案

针对一种可重复出水的两栖无人飞行器（UAV）总体方案及任务需求,提出一种水下采用泵喷水推进、出水采用液体火箭发动机推进、空中巡航采用涡扇发动机推进的多循环推进系统方案。根据推进系统技术发展现状、趋势,不同发动机循环特点、各阶段推力需求及多循环任务需求,开展了多循环方案设计方法研究,并计算出典型推进系统方案尺寸、质量、任务剖面燃油消耗质量等参数,验证了推进系统多循环方案及其设计方法的可行性,结果表明：综合未来飞行器及推进系统技术发展水平,所设计的多循环推进系统方案,能够实现无人飞行器可重复出水需求,其中能源需求占全机总质量的比例为26%左右。     

激光推进中继折转系统的控制分系统性能仿真

为了在激光推进系统中实现对主激光的精确控制,设计了中继折转系统。中继折转系统以光学方法捕获信标光后实时解算出信标光和主激光方向并驱动中继折转镜调整姿态,实现自主闭环跟踪。控制分系统采用基于PC104总线架构方式,由电流环、速度环和位置环构成三环调节系统。对整个控制系统进行了计算机仿真,设计位置回路的跟踪带宽为2 Hz,速度回路的带宽为5 Hz,系统的跟踪精度小于0.4°。仿真结果表明,中继折转系统达到了设计要求的控制精度,能满足整个激光推进系统的使用要求。     

涡轮基组合循环发动机性能数值模拟

分析了涡轮基组合循环发动机的布局方式,选择串联式涡扇-冲压组合发动机方案作为研究对象,给出了涡扇发动机和冲压发动机主要设计参数,阐述了涡轮冲压组合发动机模态转换点的选择方法,选择马赫数3作为工作模态转换点。基于模块化合成程序的研究思想,采用数值模拟方法研究了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机的气动热力学参数以及性能特性,研究表明,可在推力波动不大于10%的情况下完成工作模态转换。     

飞机燃油系统热管理研究

为了充分利用飞机所载燃油作为冷源来冷却飞机的其他机载设备与系统,发挥燃油的最大使用效益,提出了飞机燃油系统热管理.通过对飞机燃油系统中流体网络的关键部件燃油增压泵、液动涡轮泵和管网进行数学建模以求解流体网络各节点的流量、压力、温度和热损失,从而能预测出各种情况下换热器前的燃油入口温度和进入飞机发动机前的燃油温度.研究内容可为飞机燃油这一冷源的综合利用及飞机燃油系统的热管理提供科学依据.