壁温对高超声速飞行器阻力的影响

为了研究壁温对高超声速飞行器阻力的影响,在常规高超声速风洞和脉冲燃烧加热风洞中开展试验研究,结合数值仿真,分析了试验中的流动机理及试验结果差异产生的本质原因。提出了典型高超声速飞行器阻力预测准则。对飞行条件下的飞行器阻力进行预测,验证了预测准则的正确性。研究表明:壁温与来流静温比是造成不同风洞试验阻力差异的主要原因,对发动机内流道的压差阻力和摩擦阻力均有显著影响。在高超声速飞行器阻力预测时,要同时模拟马赫数、雷诺数、壁温与来流静温比3个相似参数。     

磁路对30cm离子推力器性能影响研究

为了研究磁路结构对与新型GEO平台配套的30cm离子推力器(LIPS-300)性能的影响,采用PIC-MCC数值模拟方法对LIPS-300在其典型工作点下的放电损耗和束流平直度进行了研究,其中输入磁场采用有限元软件Maxwell计算得到,另外还利用Maxwell研究了磁体尺寸对侧壁磁环对产生的磁场等值线的影响。结果表明在LIPS-300的典型工作点下,4极场推力器比3极场推力器放电损耗高3%,分别是164W/A和160W/A,束流平直度高30%,分别为0.65和0.50。利用较厚较窄的磁环能够获得更大的无场区体积。因此,采用4极场将获得更好的推力器性能,采用较大厚度/宽度比的磁体有利于推力器束流平直度的改进。     

高扰动燃油喷嘴雾化试验

为改善航空发动机的燃油雾化、验证高扰动雾化方案应用于航空发动机燃油喷射的可行性,采用相位多普勒粒子分析仪(PDPA)及高速摄影技术,对不同夹角、不同孔径结构条件下的V形交叉孔高扰动喷嘴和单孔喷嘴的喷雾场粒子特性进行了测量。结果表明:随着供油压差增大,雾化锥角随之增大,索太尔平均直径(SMD)值随之减小;交叉孔结构对燃油雾化有明显促进作用,在相同的供油压差、出口截面积条件下,交叉孔的雾化锥角更大,SMD更小;在SMD相同时,交叉孔所需的喷射压力远小于圆直孔;随着交叉角的增加,雾化锥角、SMD均有明显改善;采用空气辅助能够有效增大雾化锥角、降低SMD值,但改善效果随气压增加而逐渐减弱。与传统单孔喷孔方案相比,高扰动喷孔能够在相同压力条件下极大的改善燃油雾化效果。      

不同环境温度对30cm离子推力器三栅极组件的离子刻蚀速率影响分析

为了对不同环境温度造成的30cm离子推力器三栅极组件离子刻蚀速率的影响进行分析,采用有限元仿真与试验验证相结合的方法,计算并试验验证了不同环境温度下的三栅极组件热平衡温度以及栅极间的相对位移变化,采用流体方法模拟了不同环境温度(20℃,-70℃,-120℃和-170℃)对三栅极组件的刻蚀影响,并结合短期寿命试验结果进行验证。结果显示:随着环境温度的降低,屏栅达到温度平衡的时间无变化,而加速栅温度平衡所需的时间则明显延长,20℃下的屏栅和加速栅热仿真结果与室温下推力器热平衡试验结果比对误差分别为7%和5%;其次环境温度的降低,会导致屏栅与加速栅的中心间距和边缘间距均缩小,而加速栅和减速栅的边缘间距却逐渐拉大,仿真结果与栅极热间距摄像测量结果符合性较好;根据三栅极组件的栅孔径扩大率随环境温度变化的计算结果来看,加速栅中心和减速栅边缘是离子刻蚀的主要位置,轰击至加速栅中心区域的离子数速率约是边缘的3倍,而轰击至减速栅边缘区域的离子数速率是中心的2.5倍,且环境温度的降低对加速栅中心区域离子刻蚀的影响更为强烈;经2100h的寿命试验验证,仿真结果与试验结果基本符合,误差经分析认为主要来自于流体方法的参数设置过程以及栅孔壁面均匀刻蚀的计算假设。     

基于变偏置电流控制方式的磁悬浮轴承系统控制策略

建立了五自由度磁悬浮轴承试验系统,介绍了变偏置电流控制方式的工作原理,采用H_∞控制策略设计数字控制器,根据系统固有频率处转子的振幅选择加权函数,将转速信号引入数字控制器,研究了变偏置电流控制时系统的动态性能,并与恒定偏置电流控制时系统的动态性能进行比较.研究结果表明,变偏置电流控制不会恶化系统的动态性能,同时能减少磁悬浮轴承25%以上的总电流消耗.      

LHT-100霍尔推力器宽功率范围工作实验研究

为了研究兰州空间技术物理研究所口径为100mm的LHT-100霍尔推力器宽功率范围工作性能,从实验的角度研究了放电电压100~400V、放电功率500~1800W时LHT-100霍尔推力器的工作性能。实验结果表明,LHT-100霍尔推力器可以在较宽功率范围内正常工作,放电特性和推力性能稳定,推力变化范围为30~95mN,比冲变化范围为600~1950s,推力效率变化范围为18%~53%,功率推力比变化范围为14.3~18.4W/mN。     

AC和NS等离子体激励对细长前体分离涡流场的控制

为了在更高的风速下实现圆锥前体分离涡的控制,了解AC-DBD和NS-DBD激励器的激励特性,应用交流(AC)放电和纳秒脉冲(NS)放电等离子体激励对20°顶角的圆锥-圆柱组合体圆锥段前体非对称流场进行主动流动控制实验。实验在低速开口风洞中进行,迎角45°,风速5～22m/s,流动控制方式为等离子激励器关闭、左舷或右舷等离子体激励器开启三种模式。结果表明:风速5m/s时,通过AC-DBD的左、右舷激励可控制圆锥前体的非对称流场实现镜像对称,NS-DBD则无明显作用效果;随着风速的提高,AC-DBD对非对称载荷的控制作用逐渐减小,与此同时NS-DBD的控制作用逐渐增加;风速22m/s时,NS-DBD可实现圆锥前体非对称流场的镜像对称控制,而AC-DBD则无明显作用效果;相对于AC-DBD等离子体激励,NS-DBD对于更高速度下的分离涡流场控制是有效的。     

全太阳系深空探测轨迹全局优化(英文)

针对太阳系中全部的248997颗行星的探测问题,给出了一种关于探测飞行器的深空探测全局四维轨迹(t,x,y,z)优化方案,即飞行器从地球发射进入太阳系并采用小推力控制,优化方案的性能指标为飞行器与太阳系中全部行星中相遇和交会的星的数量最多并且燃料消耗最少。本方案给出了四维飞行轨迹进行全局优化的一套算法,该算法由搜索算法和四维轨迹优化算法组成。此搜索算法从太阳系的248997颗行星中寻找获得尽可能多的经过近地球3维走廊内的行星;而四维轨迹优化算法由改进的动态规划算法、基于最优控制理论的共轭梯度算法和静态参数优化算法组成,其中静态参数优化算法用于搜索最优发射时间窗口。基于该组合算法,通过长时间的大规模的飞行数字仿真,最终计算出探测器的四维最优飞行轨迹,在一年内路过了太阳系中全部行星中的12颗行星。     

推力矢量飞机自适应控制系统仿真平台研究

研究了具有自修复功能的推力矢量飞机自适应控制系统的结构功能特点,研究了RHO优化控制算法实现在线控制器设计,利用MSLS辨识算法实现在线飞行参数辨识和等价空间算法、传感器信息融合技术和概率统计理论实现FDI算法。并且根据系统各个部分的算法,采用面向对象技术语言VC 6.0和三维图形语言OpenGL开发了仿真平台,利用仿真平台实时演示了飞机存在舵面故障情况下的飞行控制系统运行仿真,解决了飞机飞行过程中存在舵面损伤和气动参数变化的问题,该仿真平台可以根据需求进行飞机故障加载,具备完备的推力矢量飞机自适应控制系统仿真功能。     

钛合金β区加热保温时间的研究

利用DEFORM软件详细模拟了钛合金坯料在不同加热方式下的升温过程,并通过热处理工艺实验研究了β区保温时间对TC18钛合金拉伸性能的影响。模拟结果表明采用分段加热方式可大大缩短钛合金坯料在β区的保温时间,规格越大时间缩短得越明显;两相区预热温度对β区保温时间也有显著影响,预热温度从800℃提高到840℃,β区保温时间可缩短1/3~1/2。热处理实验结果表明,β区保温时间超过60m in时会引起TC18钛合金断面收缩率和伸长率大幅度降低。