非合作目标交会的双层MPC全局轨迹规划控制

针对空间非合作目标近距离视线交会中的全局最优鲁棒轨迹规划与控制问题,提出了基于高斯伪谱方法（GPM）和线性时变模型预测控制（LTVMPC）的双层模型预测控制（MPC）算法。在轨迹规划方面,以视线坐标系下的相对轨道动力学为模型、能量最少和控制精度最优为性能指标构建最优控制问题,利用GPM精度高、收敛速度快的特点将最优控制问题转化为易于求解的全局非线性规划问题,在MPC框架下求解得到全局最优的标称轨迹,克服了传统的MPC不适用于全局大范围非线性规划的缺点;在轨迹跟踪控制方面,考虑预测时域内状态转移矩阵的时变特性,设计了LTVMPC算法对标称轨迹进行追踪,避免了存在不确定性时轨迹的重规划,从而降低在线计算量,保证算法在线自主实施,并且采用滚动优化的策略使算法对不确定性具有鲁棒性。由于规划层和控制层考虑的约束相同,因此规划的轨迹是可控、可达的。数字仿真表明,在燃料消耗和交会时间等方面,提出的方法均显著优于传统的MPC方法,相较于传统的MPC方法,新算法的交会时间减少50%左右,燃料消耗降低30%以上。     

某空间伸杆机构的摩擦补偿及反步自适应控制

面向某新型大伸展(收拢比)、高载荷(自重比)伸缩式空间伸杆机构的实际应用需求,研究其低速伸展过程中摩擦力矩补偿及其反步自适应控制方法。考虑伸杆伸长量等各种因素引起的摩擦力矩变化,将其等效描述为摩擦变化系数的影响,由此得到LuGre改进模型的摩擦表征。在此基础上,设计基于摩擦力矩补偿的反步自适应控制器,以补偿和抑制模型不确定性和摩擦影响。最后通过仿真校验表明,该方法不依赖精确的动力学模型,能够在保证鲁棒性的前提下有效提高系统控制性能。     

激波/泄漏涡相互干扰对跨声压气机流动稳定性的影响

对单级跨声压气机Stage 35进行了单通道全三维定常数值模拟,开展了网格密度对计算结果影响的研究,从而确定了一套最佳网格配置,该套网格配置预测的总性能和基元性能与试验结果符合得最好.以此为基础对Stage 35的内部流场进行分析,发现其流动失稳最有可能是由动叶近叶顶靠近压力面侧的低能堵塞团引发的.随着流量的减小,间隙泄漏涡的强度和旋拧度随着叶片载荷的增加而增加,激波与泄漏涡相互干扰使得近失速条件下间隙泄漏涡破碎,涡破碎极有可能是动叶近叶顶靠近压力面侧低能流体产生的主要原因.      

涡轮叶片尾缘冷却特性数值研究

为了研究不同叶片尾缘结构对气膜冷却效果的影响规律,设计了三种尾缘结构,采用数值模拟的方法分别对其冷却效果进行了研究。研究结果表明:(1)三种尾缘结构的冷却效率沿壁面的分布有很大差异,针对模型Ⅰ,在小吹风比时,冷却效率沿尾缘壁面逐渐减小;而在大吹风比时,冷却效率呈现逐渐升高的趋势;(2)模型Ⅱ和模型Ⅲ的冷却效率沿壁面均呈现逐渐降低的趋势,但二者降低的规律又不相同;(3)在相同壁面位置,模型Ⅲ的冷却效率最高,模型Ⅰ的冷却效率最低,因此可以认为,模型Ⅲ所示的尾缘结构更有利于叶片尾缘的冷却。     

具有α″马氏体组织的Ti-3Al-4.5V-5Mo钛合金拉伸变形行为

研究了具有α″马氏体组织的Ti-3Al-4.5V-5Mo钛合金拉伸变形行为。结果表明:具有α″马氏体组织的Ti-3Al-4.5V-5Mo钛合金具有较低的屈服强度和良好的塑性。在拉伸变形时,α″马氏体晶格重新取向:[010]α″方向平行于拉伸轴线,[100]α″方向垂直于拉伸轴线;b/3a增加,产生了斜方结构α″向密排六方结构α′相的转变。应变产生的α″→α′马氏体转变为位移型无扩散二级相变,热力学计算表明,在拉伸变形条件下发生α″→α′马氏体转变时,体系的自由能降低。     

燃气环境内高温部件红外测温试验方法

针对航空发动机加力燃烧室高温部件温度场测试精度不高的问题,提出了一种燃气环境内高温部件红外测温试验方法。在同一时刻,分别用配装3.97～4.01μm窄带滤光片的红外热像仪和K型热电偶测试了燃气环境内高温部件在8种不同状态下的壁面温度分布,并对测试结果进行了对比,根据K型热电偶测试结果引入红外热像仪测试结果综合修正系数。结果表明：所引入的综合修正系数可有效地修正表面发射率、高温燃气、蓝宝石玻璃窗口以及环境大气等因素在不同温度条件下所带入的测试误差,经修正后红外热像仪和热电偶之间的测试偏差可控制在1.5%以内。该方法为后续航空发动机加力燃烧室高温构件温度分布测试提供了一种方法和思路。     

半球谐振子镀膜残余应力对品质因数影响特性分析

针对半球谐振子表面金属薄膜残余应力分布情况,对半球谐振子Q值的影响特性进行仿真。根据仿真结果,采用多自由度磁控溅射及基底均匀加热的方法进行薄膜沉积工艺试验。控制多自由度旋转机构自传、公转、摆动参数分别为7(r/min)、12(r/min)、15(°)/s,基体均匀加热至120℃,溅射时间26min后得到100nm左右的膜层厚度。在真空状态下对半球谐振子镀膜后品质因数进行检测,结果表明可有效控制镀膜后Q值衰减不大于30%。     

TBCC飞行器发动机尺寸选型及爬升策略设计

针对临近空间高速飞行器爬升航迹问题,提出了一种涡轮冲压组合发动机尺寸选型的依据和一种固体火箭助推器辅助加速的爬升策略。以本文设计的一型临近空间高速飞行器为原型,基于hp自适应Radau伪谱法开展爬升航迹优化研究,将最优控制问题转化为非线性规划问题,以爬升消耗燃料质量最小为目标,利用序列二次规划算法求解最优航迹。在此基础上,分析了涡轮冲压组合发动机尺寸选型和采用固体火箭助推器加速爬升策略对爬升航迹和巡航航程的影响。结果表明,选取合理的发动机尺寸和助推器辅助爬升策略,均可有效减少飞行器爬升消耗燃料质量,提升巡航航程。     

返回舱/空间探测器热防护结构发展现状与趋势

针对中国天地往返和深空探测领域对热防护结构的需求,综述了国内外返回舱和空间探测器热防护材料/结构的发展现状,着重介绍了包括蜂窝增强热防护材料、纤维增强热防护材料、组合式热防护结构以及展开式热防护结构等在内的代表性热防护材料/结构的设计理念和性能特征。在系统总结热防护结构发展趋势的基础上,分析了返回舱和空间探测器热防护结构发展中存在的关键问题,可以看出：纤维增强热防护材料在热防护结构重量方面表现出了突出优势,材料拼接设计成为结构发展的重要阻碍;组合式热防护结构设计在现有材料发展水平的基础上,将成为提高热防护结构效率的有力途径;展开式热防护结构有望使航天器有效载荷重量显著提升,但受限于柔性热防护材料性能和结构工艺,仍有待发展。更加频繁的天地往返运输和深空探测项目的开展必将对热防护结构发展产生巨大的推动作用。     

涡流发生器和附面层抽吸相结合对于低速压气机叶栅性能的影响

为了分析微型涡流发生器(MVG)和附面层吸气(BLS)相结合的方法对高负荷轴流压气机流动特性的影响,将一种弯曲的微型涡流发生器与缝式吸气槽进行不同组合,共组成五组控制模型进行对比。其中,微型涡流发生器安装在叶片上游端壁上,缝式吸气槽位于叶片吸力面靠近尾缘处。计算结果说明:在设计攻角下,COM控制方法在使总压损失明显减小的同时增加静压系数,性能优于单独使用MVG,却不及只使用BLS的控制方法。在失速攻角下,MVG产生的尾涡将位于叶片吸力面-端壁角区之间的低能流体和主流充分混合,使得总压损失大幅度减小了11.54%。在吸气量为1.5%时,COM控制方法可以使总压损失减小达14.59%。