液体亚燃燃烧室点火装置工作特性数值研究

基于气体动力学和计算流体力学的相关理论,采用CFD-ACE＋流场计算软件,对液体亚燃燃烧室点火装置单独工作时的稳态流场进行了数值模拟.在试验验证的基础上分析了点火器室压、点火导管内径和导管的结构形式对火焰点火性能的影响.结果表明：当点火器室温和燃气流量恒定时,若保持管道的扩张比不变,选用较低室压的点火器更利于点火;在一定范围内增大导管内径可以提高火焰的点火性能;燃气在直管内的流动损失较小,出口射流的速度较高,穿透深度较大,带弯头的点火导管出口火焰特征类似,有无弯头对火焰的影响很大,而角度差异产生的影响很小.     

六自由度并联机构位姿调整灵敏度分析

文章针对六自由度(6DOF)并联位姿调整机构,构建一种基于杆–台夹角的误差传递新模型,建立了位姿调整与杆长驱动控制间的对应关系,并基于对误差模型中传递矩阵的奇异值分解,提出位姿–杆长灵敏度分析方法。最终通过仿真验证了该方法的有效性。与传统方法相比,文章提出的方法运算更为简单,可快速得到机构的灵敏度特性,从而为六自由度并联机构构型设计及其杆长控制精度要求分析提供理论依据。     

一种天文导航信息导引的星间链路自主定轨算法

针对星间链路自主定轨算法稳定性差,故障无法自主恢复等缺点,提出了一种天文导航信息导引算法,以提升星间链路自主定轨算法的稳定运行能力.算法利用天文导航极高的稳定性与完全自主性,确定星间链路建链指向,以保证星间稳定建链.并且,算法在天文导航中加入强跟踪滤波环节,使在轨道信息出现偏差以致星间链路中断时,具备快速的自主轨道确定...     

微重力环境模拟作业训练机器人碰撞力反馈控制

针对航天员在地球表面进行微重力环境中操作训练时微重力环境模拟作业训练机器人存在的碰撞力反馈控制问题,建立碰撞力反馈模型、提出单个柔索驱动单元控制策略和机器人系统碰撞力反馈控制策略。利用Matlab/Simulink软件对碰撞力反馈模型和控制策略进行仿真验证,该模型和控制策略可以实现机器人碰撞力反馈,且具有计算量小、实时性好、不需要额外增加传感器等优势;结合提出的柔索驱动单元复合控制策略和机器人系统碰撞力反馈控制策略进行机器人碰撞力反馈控制实验,提高机器人控制的准确性和实时性。结果表明,基于干扰观测器的柔索驱动单元复合控制策略将柔索驱动单元主动控制精度提升11%,被动控制多余力消除率达到81.82%;机器人碰撞力反馈控制策略可以有效提升航天员作业训练时碰撞力临场感体验。     

运载火箭动力系统故障下制导控制技术研究进展

动力系统故障是导致运载火箭发射任务失败的最常见原因,从动力系统故障建模、自主制导和容错控制方面,系统地阐述了动力系统故障下运载火箭制导控制技术的研究进展,为发展新型制导控制算法提供了思路。建立了推力下降故障和执行机构故障的数学建模,并对比了国内外先进运载火箭的制导控制性能;总结了动力系统故障下自主制导所涉及的轨迹优化和制导算法;在被动、主动容错控制框架内,回顾了典型的故障诊断、控制重构、容错控制和震动抑制方法;同时,概述了人工智能技术在自主制导和容错控制方面的应用;结合“会学习”的运载火箭概念,讨论了人工智能技术在促进运载火箭自主化和智能化方面的发展趋势,对未来智慧火箭的制导控制技术进行了展望。     

基于Lyapunov最小-最大方法的卫星编队飞行队形保持

提出一种卫星编队飞行队形保持的鲁棒控制方法.将环境摄动、推力误差等因素作为干扰项加到相对动力学方程中.然后对于该不确定系统,采用Lyapunov最小一最大方法设计相应的控制律,在存在干扰的情况下,采用该控制律仍然能保证系统渐近稳定.同时针对经典的Lyapunov最小一最大方法导致的控制颤振问题,进行了改进,证明了改进后的控制律能够实现系统的一致终极有界,同时消除颤振.通过仿真,验证了采用Lyapunov最小-最大方法在系统存在干扰的情况下,比一般控制方法具有更强的鲁棒性.     

碳/碳多维编织喉衬数控加工工艺研究

通过改变机加工艺方法,成功实现碳/碳(以下简称C/C)喉衬型面的数控加工,并通过选用合理的刀具材料、切削刃角以及切削参数,有效地避免了以往喉衬型面手工加工所造成各种缺陷,提高了此类产品交付合格率,同时也大大提高了车间的加工能力。     

汽蚀管两相流数值仿真及内型面参数影响研究

在液体火箭发动机中广泛采用汽蚀管来控制和调节流量。针对某液体火箭发动机汽蚀管实际选配过程中经常出现选配困难的问题,应用CFD两相流数值仿真方法,研究了该汽蚀管水试中气泡生长、溃灭等现象,得到了该汽蚀管的工作特性,而且与水试试验结果进行了对比,数值仿真结果与试验结果偏差较小,为解决实际选配问题提供了理论技术支撑。并且对该汽蚀管喉部设置直线段后的汽蚀特性进行了仿真研究,得出该汽蚀管喉部设置直线段后,相对压力损失能降低2%左右。最后分析了汽蚀管内型面参数对流阻系数和相对压力损失系数的影响,总结了成熟的设计经验。     

连续旋转爆震波传播过程研究(Ⅰ):同向传播模式

通过改变空气、氢气质量流量,在大工况范围内开展了H2/Air连续旋转爆震试验,结合高频压力测量和高速摄影观测手段,重点分析了同向传播模式下的爆震波传播过程。在该模式下爆震波头个数随推进剂总流量的增大而增多,但同一时刻所有爆震波头的传播方向相同。试验发现了单波、混合单/双波、双波三种连续旋转爆震波传播模态,三种模态分别对应一定的试验工况范围。单波模态下的爆震波传播主频为5.05~5.8kHz,平均传播速度为1510~1735m/s;双波模态下的爆震波传播主频为8.6~9.9kHz,平均传播速度为1280~1480m/s;而在混合单/双波模态下,在试验过程中爆震波头个数会发生变化。当试验工况位于工况范围中间时,单、双波模态下的爆震波传播过程比较稳定,不会改变传播方向;而当试验工况位于工况范围边界时,发现了连续旋转爆震波改变传播方向的现象。     

航空拖曳诱饵系统的动态特性研究简

 为准确预测航空拖曳诱饵系统能否干扰成功,建立了系统的物理数学模型并对其动态特性进行了仿真研究。应用集中质量法,将柔性拖曳缆绳离散为一系列由阻尼弹簧连接的节点,建立了缆绳的动态模型;对诱饵进行受力分析,建立了诱饵的六自由度模型;提出了缆绳与诱饵的耦合条件,使模型更加精确。分别对诱饵释放过程中,以及释放完成后载机机动时系统的动态特性进行了仿真研究,给出并分析了缆绳的形状、张力和诱饵的姿态角等参数的变化规律。结果表明：为避免出现“鱼钩”现象,应尽可能减小释放诱饵的初速度与载机空速的夹角;应按梯形速度释放诱饵,以使缆绳中拉力的最大值较小。释放完成后,应控制载机最大飞行速度,以避免缆绳进入载机的高温尾喷流区;载机作盘旋时,缆绳在载机的圆形轨迹之外,且载机飞行速率一定时,角速度越大,缆绳向外趋势越大,越有利于避开载机的尾喷流区。