直线电机气浮精密定位平台设计与控制

为了掌握光刻机工件台的设计和控制技术,建立了双边直线电机驱动的H型气浮精密定位平台,对该精密定位系统的气浮导轨设计方法、双边直线电机同步运动控制等关键技术进行了研究.利用有限元计算方法分析设计了气浮导轨,采用预加载技术提高气浮导轨的承载能力和刚度.实验结果表明:气浮导轨具有较高的承载能力和刚度, X和Y 导轨的竖直方向静刚度为276.9N/μm和333.3N/μm.H型工作台的双边直线电机需要高精度的同步运动控制,传统的串、并联同步控制不能满足精度要求,设计了基于同步速度偏差的改进型并联结构同步控制器,采用模糊控制实现PID参数的自适应整定.实验表明:采用改进的控制器将速度同步精度提高了3倍多,适合于具有强机械耦合的多电机同步运动控制.H直线电机气浮定位平台具有承载能力强(40kg)、精度高(<2μm)的优点,可用于精密工程领域.      

月面巡视探测器直流电机的准极限选择

针对月面巡视探测器特殊使用条件和要求,为充分利用电机的极限性能,提出了基于准极限理论的直流电机的选择准则。用准极限度表征电机极限能力的利用率,根据准极限度小于1且接近于1的准则选择月面巡视探测器的走行轮电机。所选电机在满足要求的前提下,具有较小的质量和体积。     

固体发动机燃烧室离散相颗粒相变对喉衬烧蚀的影响

针对喉衬烧蚀试验中高燃温推进荆对喉衬烧蚀较普通推进剂偏小的现象,采用Euler-Lagrangian方法,对燃烧室内离散相颗粒的传热和相变过程进行数值分析,对烧蚀偏小现象给出了理论解释.分析结果表明,在发动机燃烧室内的高温环境(4000 K)下,约有离散项总质量40%左右的颗粒发生相变成为气体,大部分离散相颗粒从喷管迟逸;离散项颗粒的相变,一方面会减弱对喉衬的烧蚀,另一方面会造成燃烧室内温度等参数分布的不均匀.     

翼柱形模拟发动机点火燃气填充过程研究

含翼槽发动机点火燃气填充过程对固体火箭发动机整个点火升压过程有着潜在影响.通过试验,测定在不同点火药量、不同堵片打开方式下,点火燃气填充过程中头部和尾部翼槽内的压强变化情况以及两翼槽内的压强响应时间间隔,并建立了模拟发动机的点火燃气填充过程计算模型,计算结果与实测数据吻合较好.结果发现,堵片的状况影响两翼槽内的压强变化情况,同时两翼槽内的压强响应时间间隔与燃烧室内主流燃气速度有关.     

固体火箭发动机环缝式气动喉部研究

对固体火箭发动机气体二次流控制的环缝式气动喉部方案进行了数值模拟.研究了二次流不同喷射位置、角度、流率及喷嘴几何参数对气动喉部调节性能的影响规律.计算得到了气动喉部的流场特征,即气动喉部的声速线起点在二次流喷口的下游,并得到了气动喉部特征存在的喷注范围.结果还表明使二次流的喷入位置越靠近喉部、增大二次流流量或减小喷射角度都能明显增加气动喉部调节性能.      

固液发动机实验燃烧器的气固耦合传热计算

针对固液火箭发动机中复杂的燃烧、传热过程,在FLUENT软件的平台上,采用气固耦合传热计算的方法模拟了二维扩散燃烧实验器中的温度、组分分布,并利用动网格方法模拟了固体燃面的不规则热解退移。稳态流场计算的结果和燃面动态退移情况都验证了扩散火焰距燃面的距离和燃面上方主流流速是影响退移速率的主要因素。此方法可以较好地模拟固液火箭发动机中复杂的非定常传热和燃面退移过程,较准确地预示固液发动机的内弹道性能。     

不同飞行状态下固体火箭发动机尾喷焰数值研究

为了研究飞行状态对固体火箭发动机尾喷焰的影响,建立了含化学反应项和组分输运项的N-S(Navier-Stokes)控制方程,并采用MUSCL(monotonic upstream-centered scheme for conversation laws) Roe格式的有限体积法进行求解.在此基础上,结合热力计算结果对某固体火箭发动机在不同飞行状态下的化学反应流和单一组分流进行仿真计算.结果表明:初始倾角和第一马赫波节长度随飞行高度的增加而增大,随来流马赫数的升高而减小.同单一组分流相比,化学反应流对第一马赫波节的影响较初始倾角显著.射流轴线温度因飞行状态的不同有较大涨落差异.初始倾角、第一马赫波节由来流总压决定,射流轴线温度由激波结构、复燃效应、来流条件等因素共同决定.      

Internal ballistic simulation of multi-burning-rate solid rocket motor based on parameterized feature CAD model

Internal ballistic simulation (IBS) method of multi-burning-rate solid rocket motor (SRM) was developed based on 3-D burning regression method by parameterized feature CAD model (PFCADM) and lumped parameter, in consideration of time-dependent, erosive-burning-effect from internal ballistic numerical algorithm. By driving multi-parameter CAD model based on PFCADM, the approach is capable of conducting the geometric regression simulation of various grain combinations of complex configurations with different burning rates. Through suitably simplifying the internal ballistic numerical algorithm, the problems of coupling geometric regression simulation of sub-grains of different burning rates and high computational consumption of internal ballistic calculation were solved. One tri-burning-rate grain motor, which had been firing-tested, was used as the validation case of simulation. The results show that, with the 3-D grain regression model and sufficient accurate internal ballistic algorithm, the method realizes IBS of the case in low computational-consumption prediction of its performance within the accuracy of 2% during 1h clock-time. The application of the method provides a practical approach to aid SRM design of multi-burning-rate grain.      

基于母线电流的无刷直流电机换相位置优化策略

通过分析无刷直流（BLDC）电机换相位置与母线电流的关系,建立了母线电流与换相位置偏差的数学关系,在此基础上提出了一种无位置传感器无刷直流电机换相位置优化策略。该策略以控制绕组电流与反电动势（BEMF）同相位为目标,以换相位置补偿角为被控制量,以母线电流随换相角度的变化率作为偏差量,通过比例积分（PI）调节器调节电机换相位置;并且可以同时校正位置信号检测误差和绕组电感引起的相位偏差。通过实验验证了该策略可以准确、快速地找到最佳换相位置,有效提高电机运行效率。      

超径向可视化技术及其在火箭设计中的应用

针对传统可视化技术处理高维多目标设计优化问题的不足,对超径向可视化技术开展了研究.该技术将超空间Pareto前沿无损地显示于二维空间,有助于设计人员直观了解复杂的Pareto解集空间、并快速获得较好的权衡设计.此外,在超径向可视化过程中,通过采用权重因子和基于偏好区间的颜色标记原则引入设计偏好,可以辅助设计者选择出更加符合特定偏好的设计方案.将超径向可视化技术应用于近地空间火箭的多目标设计优化,验证了该技术处理高维多目标设计优化问题的可行性和高效性.