卫星单相流体回路热控系统前馈PID控制

利用传热学相关理论,对卫星单相流体回路热控系统的传热机理进行了分析与简化,建立起一个包括卫星单相流体回路各热组件模型、受控对象模型与控制系统模型的系统动态热模型。针对卫星单相流体回路系统惯性比较大,温度经常超调的特点,提出在现有PID反馈控制的基础上,引入系统热负荷作为反映系统扰动信号的前馈控制,以减少系统温度的动态偏差。利用热力学模型进行了仿真研究,仿真结果表明:采用以"系统热负荷"为信号的前馈PID控制温度超调量更小,具有更好的控制性能。仿真结果也可用于指导工程设计。     

多旋流器阵列贫油直喷燃烧室流场的数值模拟

采用雷诺应力模型(RSM)对于同旋向多旋流器阵列贫油直喷(LDI)燃烧室流场进行了数值模拟.计算结果表明,9个旋流器产生的回流区迅速变形衰减,在远离旋流器阵列的下游,形成了一个大的总体旋流.流场中存在的多个回流区及强湍流表明该燃烧室有潜力实现良好的燃烧性能.通过将RSM的模拟结果与激光多普勒测速仪(LDV)测量值进行比较发现,RSM准确描述了绝大部分流动特性,较好地求解了回流区和高速度梯度问题.      

气体二次喷射矢量喷管三维流场计算

采用三维雷诺平均Navier-Stokes方程和κ-ε湍流模型对气体二次喷射推力矢量喷管复杂干扰内流场进行数值模拟.比较了在不同喷射参数和不同喷管落压比NPR(Nozzle Pressure Ratio)下的流场特征,分析了这些参数对矢量偏转效率和推力系数的影响.结果表明,二次流喷射位置、喷射角度和二次流质量流量对矢量角的影响相互耦合,喷管达到最大矢量角时,各参数并不能同时达到各自的最优值;矢量角越大,推力系数越小,推力损失越大;矩形喷射口的推力矢量性能优于圆形喷射口;减小喷管落压比可以提高矢量偏转角度.     

冷气喷射法控制激波强度的数值研究

对冷气喷射时激波受到的影响进行了多方案数值研究.在高压级静叶吸力面反射激波生成点前后5个不同位置上采用相同总压及相同温度的冷气喷射,分析了不同位置的冷气喷射对激波强度和方向影响.结果表明:在吸力面激波折射点附近喷射冷气是一种行之有效的控制激波强度的方法.冷气喷射位置位于激波折射点附近时能够对激波的强度产生影响,在接近激波折射点前部位置注入冷气对流动有积极作用,减弱了激波.      

一种实时测量微推力瞬时值的方法

微推进器是微型航天器的重要功能器件。实时测量微推进器不同时刻推力的瞬时值对研究微推进器的工作机理很有帮助;对于工作在低频多脉冲条件下的推进器,通过实时测量微推力的瞬时值,也可以获得多脉冲微推力的信息。提出了一种瞬态微推力的实时测量方法。初步仿真计算结果表明,此方法具有很好的跟踪特性,计算精度较高,可用于低频多脉冲微推力以及连续微推力实时测量。     

脉冲爆震发动机喷嘴性能优化研究

脉冲爆震发动机两相爆震近来得到了广泛的重视和关注,但在它走向应用之前仍有很多问题需要解决,燃油的喷射、雾化和混合就是其中之一。本文针对一种改进的预膜式空气雾化喷嘴,利用CFD程序,通过改变侧路空气射入角、空气通道直径、混合室出口孔径等参数,研究了喷嘴结构参数对雾化特性的影响,得到了汽油的雾化粒度与喷嘴结构间的关系和变化规律。并将数值模拟结果与实验结果进行对比,两者吻合较好,为喷嘴的优化设计提供了依据。     

微射流作用下的超声速流场控制机理研究

以24°压缩拐角为流场模型,针对不同注入总压微射流作用下来流马赫数为2.9的超声速压缩拐角流场进行了数值研究,喷射方向与来流垂直。研究表明,微射流阻挡作用下,其下游速度被减小,而减弱了分离激波强度。此外,微射流与来流耦合会产生正反向旋转流向涡对,在其下洗作用下,高能量流体被带入到边界层底部近壁面处,使此处低能流体被激活,进而增强了边界层的抗逆压能力不易发生分离,且这种激活能力会随注入总压的增加而增强。权衡控制效果和注入能量认为,注入压比(注入总压/来流总压)为0.60的微射流为最优方案,在其作用下,拐角区分离面积被减小了近70%、激波交汇点与壁面的距离被降低了近37%、分离激波强度被削弱近12%。     

用数值模拟的方法研究磁暴主相期间影响环电流分布特征的要素

环电流是距离地心2～7 Re的带电粒子围绕地球西向漂移形成的.环电流的增强将引起全球磁场的降低,反映了地磁暴的强度.磁暴主相期间,对流电场驱动等离子体片中的能量粒子经历E×B漂移与俘获注入环电流,进入损失锥的粒子沉降到大气中.本文采用磁暴主相期间环电流离子分布的模型,结合上述因素研究不同离子能量下对流电场对环电流离子通量的直接影响,以及强弱对流电场下环电流能量离子投掷角的变化,并从物理上阐述造成此种通量分布特性的原因.      

基于 FPGA的终端一体化 1553B总线协议测试系统

MIL-STD-1553B(以下简称“1553B”)总线在飞机的航电系统中作用重要。为了摆脱对国外 1553B协议芯片的依赖,研究设计了 1款基于 FPGA的终端一体化 1553B总线协议测试系统。系统采用模块化的设计方法,使用 Verilog语言进行代码编写,设计实现了 4路 1553B总线,每路实现了 BC、RT、BM终端一体化,完整地实现了 1553B协议的功能,并且实现了 10种类型的故障注入。通过上位机测试对该系统进行了板级验证,测试结果表明:本设计实现了预期功能,相对于功能单一的 1553B协议芯片,该系统极大提高了应用场景的灵活性和可靠性。     

固体火箭发动机燃气二次喷射推力矢量控制试验研究

介绍了固体火箭发动机卧式六分力试车台系统及其测量原理,设计了燃气二次喷射固体发动机试验系统,完成了燃气二次喷射发动机原理性试验。试验结果表明,二次喷射具有放大作用,燃气二次喷射能产生较大的侧向控制力。试验得到的推力矢量控制偏角为7°,二次喷射燃气侧向比冲为2 366.4 N.s/kg,其效率远高于液体二次喷射。