私营“猎鹰”1火箭三连败后终获成功

在前三次发射接连受挫后美国私营公司太空探索技术公司有"猎鹰"1火箭9月28日终于迎来了第一次成功,从而成为第一种由私人建造并成功实现入轨的液体燃料运载火箭.它在距夏威夷约4000公里的夸贾林环礁上的美国陆军里根弹道导弹防御试验场起飞,将带有老鼠图案的"鼠星"模拟卫星成功送入轨道.     

钉载作用下多裂纹板的裂纹闭合接触问题

 基于摩擦接触问题的数学规划解法,采用各向异性体平面弹性理论中的复势方法,建立了含裂纹群有限大各向异性板,在钉载作用下裂纹闭合或局部闭合问题的有效分析方法。忽略钉与孔间的摩擦,假设钉载沿孔边呈余弦分布,通过在可能闭合的裂纹边界引入互补变量函数并将其展成Fourier级数形式,以Faber级数为工具,应用保角映射技术和最小二乘边界配点法,导出裂纹面摩擦接触的线性互补模型,并通过算例验证了方法的有效性。数值结果表明,由于采用级数解描述板应力场和位移场,本方法具有较高的计算精度和效率,便于研究裂纹闭合对应力强度因子等断裂参数的影响。     

弹用涡喷发动机全工况闭环仿真平台

为真实反映实际发动机系统的各部分相互影响,提出和建立了基于MATLAB环境的某弹用涡喷发动机及其供油调节系统的全工况闭环仿真平台。所用发动机模型采用了气动热力原理和神经网络相结合的建模方法,供油调节系统模型采用了参数识别和机理分析的建模方法。在该平台下,分析了膜片特性对发动机启动加速性能的影响。结果表明仿真平台具有较好的可信度,能够反映发动机及其供油调节系统真实的工作过程。      

无掺混孔三级旋流器燃烧室燃烧性能试验

对无掺混孔三级旋流器燃烧室进行了不同进口空气速度和油气比下的热态试验研究,研究结果表明:随着进口空气速度的增加,点火油气比从0.0115增大到0.0174,贫油熄火油气比大多在0.005以下且变化不大;同一油气比下,进口空气速度越低,燃烧效率越高;各工况下的燃烧效率均在0.895以上,大状态点的出口温度分布系数均在0.1左右;综合考虑各燃烧性能,试验结果验证了对于高油气比燃烧室而言取消掺混孔的可行性和所提出的几个技术创新的可行性.      

应用遗传算法研究典型冲件级进模排样设计

利用VB语言面向对象，智能化轻松设计界面的特点，建立典型冲件的级进模排样专家系统。实现了用遗传算法进行辅助排样设计决策分析，确定最优排样方案的设计路线。     

“龙”飞船完美执行第三次空间站补给任务

2014年4月18日,美国太空探索技术（SpaceX）公司的猎鹰-9v1.1火箭升空,成功将＂龙＂飞船送入目标初始轨道,执行该公司第三次空间站补给任务。同时,火箭第一级在关机和级间分离之后还进行了海面软溅落回收验证试验,成为此次任务的最大亮点。随后,＂龙＂飞船用自身推力器提升轨道,4月20日与＂国际空间站＂交会,被站上机械臂捕获,停靠在和谐号节点舱上。此次任务中,＂龙＂飞船共向＂国际空间站＂运送约2268kg货物,任务持续一个月。5月18日,＂龙＂飞船携带1560kg系统硬件、科学货物和废物再入大气层,安全溅落在太平洋上。     

水平起降两级入轨系统的质量估算方法及应用

针对近地轨道运输任务,考虑不同飞行阶段的推阻特性差异和不同发动机模态的比冲变化,提出了适用于水平起降两级入轨（TSTO,Two Stage To Orbit）天地往返运输系统的质量估算方法.以8 t有效载荷为任务需求,对比研究了涡轮基组合循环动力-可重复使用火箭（TBCC-RR,Turbine Based Combined Cycle-Reusable Rocket）、火箭基组合循环动力-可重复使用火箭（RBCC-RR,Rocket Based Combined Cycle-Reusable Rocket）和可重复使用火箭-可重复使用火箭（RR-RR,Reusable Rocket-Reusable Rocket）方案,分析了级间分离点、一级飞行器推阻比和一级飞行器结构质量分数等参数对设计结果的影响.研究结果表明,级间分离点设计对TSTO总体方案影响很大,若使用RBCC型飞行器作为第1级,建议在超燃冲压模态后即进行两级分离;TBCC-RR方案比RBCC-RR方案起飞总质量更小,但RBCC-RR方案一级飞行器结构质量更小;减小TSTO系统起飞总质量的最有效途径是减小飞行器的结构质量分数,其次是提高飞行器的推阻比.      

基于ADRC的涡轴发动机／直升机子系统抗扰控制

主要研究涡轴发动机转速抗扰控制问题,提出了一种基于自抗扰控制技术(ADRC,Adaptive Disturbance Rejection Control)的涡轴发动机增量型串级抗扰控制器设计方法.一方面,采用串级控制结构,内环控制块模态的燃气涡轮转速,外环控制功率涡轮转速,使得内环扰动得到快速抑制.另一方面,每个子回路中通过扩张状态量观测实时地对被控对象内环进行扰动补偿.最后,基于直升机/发动机非线性综合仿真模型的数字仿真表明该控制方法显著改善了涡轴发动机功率跟随特性,提升了直升机/涡轴发动机综合闭环系统的可操控极限.     

一种航天器用先导级电磁阀的新型结构设计

提出了一种新型两位三通结构的先导级电磁阀设计方案,由2组永磁体和3组控制线圈构造3条永磁锁位磁路和2条电磁偏置磁路,不仅实现了阀门的小型化结构和无功耗位置保持,而且提高了阀门的密封可靠性.这种阀门可以作为大推力发动机推进剂主阀的先导级控制阀,能够满足在轨长期应用的需求.通过电磁场有限元分析和产品样机试验的方法,对设计方案的可行性进行验证,验证结果表明新型先导级电磁阀的各项性能指标均达到设计目标.