Modeling and attitude control of CubeSat utilizing moving mass actuators

Any vehicle propelled by solid rocket motors (SRMs) must include an attitude control system capable of dealing with the torque generated by thrust misalignment. In order to expand the application of SRMs on CubeSats, an attitude control system utilizing moving mass actuators is discussed. The present research develops an eight-degree-of-freedom simulation model of a 2U CubeSat with two moving mass actuators. That model also considers the influence of propellant combustion processes. By analyzing the model disturbance source and systematic coupling, the key layout parameters are designed and a simplified control model is proposed. The controller is derived based on a combination of backstepping and sliding mode techniques. An orbit maneuver from 300 km circular orbit to 300 and 500 km elliptical orbit using this attitude control system is verified.     

高燃温喉栓式变推力固体火箭发动机试验

为研究高燃温推进剂下喉栓式固体火箭发动机推力控制,设计同轴式变推力固体火箭发动机试验系统,以混合式直线步进电机作为喉栓驱动系统,采用组合动密封方式,利用高燃温高压强指数推进剂进行点火试验,实现了燃烧室压强从12.1～2MPa的调节。试验结果发现喉栓头部烧蚀严重,对压强调节影响较大,针对喉栓烧蚀问题提出了减轻烧蚀思路,通过闭环控制方式控制喉栓运动,增加喉栓直径以及合理选择推进剂等可降低喉栓烧蚀,提高压强控制精度。     

介质温度和工作压强对发动机燃烧室中压强振荡的影响

采用大涡模拟方法研究了介质温度和工作压强对模拟燃烧室中压强振荡的影响,旨在获得相同发动机结构条件下,冷流实验和发动机热试车之间压强振荡的联系,探索采用冷流实验方法研究实际发动机流动稳定性的可能性。研究结果表明对于相同结构的发动机,冷热流之间存在很大程度的一致性,全尺寸发动机的实验数据和数值模拟结果也给予了验证,介质温度决定了压强振荡的频率,工作压强决定了振荡的振幅。     

临近空间固体动力飞行器发动机与轨迹一体化设计优化

针对临近空间多级固体动力飞行器发动机与轨迹一体化设计优化问题,提出一种基于序列代理优化的高效设计方法。为了准确计算发动机的性能特性,对发动机进行了几何参数化建模,并针对复杂装药的燃面计算,提出了基于移动四面体的燃面计算算法。为了准确评估飞行器的最大航程能力,采用自适应Legendre-Gauss-Radau伪谱法获得给定发动机设计方案下的最大航程。为了提高发动机与轨迹一体化设计优化效率,提出了基于Kriging代理模型的多采样点高效全局代理优化算法,并进行了数值验证。计算结果表明：该优化方法收敛速度快,相比传统参数优化算法可以显著减少耗时目标函数和约束函数的计算次数,并能够有效地实现临近空间多级固体动力飞行器发动机与轨迹一体化设计优化。     

固体火箭发动机冲击响应分析中改进的Wilson－θ法

在Ｗｉｌｓｏｎ－θ法基础上引入参数γ，提出了修正的振动平衡方程和初始条件表达式。研究了新方法的稳定性和γ系数的取值范围，并以某些导弹的发动机壳体为算例和实验对象，验证了新方法的正确性和在抑制超调现象方面的有效性。     

基于扩展有限元的改性双基推进剂的开裂过程模拟研究

为研究和模拟改性双基推进剂(CMDB)在准静态条件下的断裂特性,利用扩展有限元XFEM技术,建立了中心直裂缝含加载平台的圆盘形三维模型。基于线粘弹性理论,通过单轴拉伸实验直接获取改性双基推进剂的最大拉应力8.21MPa,作为仿真模型中裂纹粘聚区的断裂强度,模拟了固体推进剂在静态加载条件下裂纹实时扩展过程。结果表明实验和仿真过程中裂纹均首先呈I型扩展,最后以复合断裂形式扩展失效。讨论了推进剂在压缩断裂过程中裂纹扩展区的应力变化对裂纹扩展的影响,发现实验预期结果与仿真结果符合性良好,说明扩展有限元法能够为改性双基推进剂断裂过程的数值模拟提供新的方法。     

固体火箭发动机气动喉部的推力调控特性

为了研究固体火箭发动机气动喉部推力调节的一般规律,利用氮气作为介质对气动喉部喷管进行了冷流实验研究。研究了该种喷管的扼流性能,二次流嘴的面积、个数对其扼流性能的影响以及空腔容积与喷管压强调节时间的关系。掌握了气动喉部喷管的有效喉部面积随流量比变化的一般规律。结果表明,二次流与主流流量比越大,气动喉部面积越小。小的面积比具有更高的扼流性能,而当流量比大于0.4时,面积比对扼流性能无明显影响。空腔体积越小压强调节时间越短。     

Transient flow characteristics and performance of a solid rocket motor with a pintle valve

The pintle valve is currently the most promising technology among all thrust control methods for solid rocket motors. Pintle structure and working condition play a critical role in the successful operation of a pintle motor. Here, 2D transient simulations of a pintle motor using dynamic meshing are performed. Reynolds-averaged Navier–Stokes equations are solved with the implementation of an RNG k–ε turbulence model. In cold flow test, emphasis is placed on the effect of pintle structure, and in hot flow test, emphasis is placed on the effect of propellant pressure exponent. Validation is performed first by comparing the present results with available cold-test experimental data. This shows that the transient simulations can provide good predictions for pintle motors with a relative error of less than 2% in terms of the chamber pressure. It can be found that, when the gas supply system is different, the working principles and conditions of pintle motors are different. The feedback process in propellant combustion has a significant impact on its operation and the effect on the pintle motor performance of different pintle structures is achieved by different variations in the equivalent throat area. Finally, the pressure exponent is an important parameter in hot flow test and changes of thrust in hot flow test are not monotonic, because changes in the flow field and motor performance are asynchronous.     

立式贮存固体火箭发动机装药可靠性及影响因素研究

为了研究立式贮存对发动机药柱贮存可靠性的影响,开展基于全寿命周期载荷的固体火箭发动机药柱可靠性研究。在通过高温加速老化试验获取贮存温度下推进剂延伸率随贮存时间的变化规律基础上,开展考虑老化、温差、重力和弹射过载与内压联合载荷下的发动机随机有限元分析,获取药柱危险点应变均值和标准差变化规律,并计算不同工况下药柱可靠度,得到老化时间和静态立式贮存次数对贮存可靠性的影响;进而开展发动机实测振动载荷数值模拟和动态疲劳损伤计算,得到动态立贮次数与药柱可靠性的关系,最后进行灵敏度分析,获取影响因素重要度。结果表明:药柱点火可靠度与立贮次数之间可用负指数函数进行表示,以0.9为可靠性下限,老化0,5,10和15年后发动机可允许的动态立贮次数分别为19,11,2和0次。     

无控固体火箭探空运载系统总体设计

由无控固体探空火箭和地面发射设备组成的运载系统是固体火箭探空系统的一个组成部分。文章介绍该运载系统在各研制阶段的设计内容,着重讨论总体方案选择的原则和总体参数设计的方法。