基于区域平均燃料消耗的推力器配置问题

摘要： 为实现精准的交会对接需要同时进行相对位置与相对姿态的六自由度控制.在控制指令一定的情况下,不同的推力器配置以及不同的控制分配算法会带来不同的推进剂消耗.实际任务中,可以从时间和空间上对控制指令进行划分,即控制指令在一段时间内集中在一定的空间区域内.本文提出发动机配置区域平均燃料消耗的度量指标,针对三维和六维控制任务给出区域平均燃料消耗的计算方法,进而提出对推力器配置阵的优化思路,对于完善控制指令分配和推力器配置设计与优化有重要的意义.     

当量油气比对内燃波转子燃烧特性的影响

为了研究当量油气比对内燃波转子燃烧特性的影响规律,采用控制变量法,保持内燃波转子转速、混气填充速度不变,通过调节燃料喷射体积流量改变混气的当量油气比。在不同的当量油气比下开展内燃波转子燃烧特性试验。试验结果表明:当量油气比对于内燃波转子燃烧过程影响很大,随着当量油气比的增加,内燃波转子获得的燃烧压力增益增大,在内燃波转子转速为900r/min、混气填充速度为6.741m/s、当量油气比为1.442时,6个工作循环内平均燃烧压力增益达到246.29％,火焰平均传播速度随当量油气比呈类似正态分布,在化学恰当比附近达到最大10.8m/s。当量油气比小于1时,两组工况下火焰锋面呈向下倾斜状传播,当量油气比大于1时,两组工况下火焰锋面呈向上倾斜状传播。      

液体推进燃料着火特性影响因子与活化能分析

采用反射激波管实验台,对液体推进燃料RP-3着火特性进行了实验研究,并分析了燃料的表观活化能。采用了最大OH-光谱斜率倒推法确定着火终点,判定得到了液体推进燃料的着火特性,并对不同燃料体积分数下的着火延迟进行了归一化处理。结果表明:推进燃料的表观活化能差异不大,约为154～171kJ/mol;对各参数影响因子进行分析,着火延迟时间与当量比成正比关系,与燃料体积分数和混合气压力成反比关系;与JP-10比较发现,着火特性数据受燃料体积分数、当量比的影响因子几乎相等。      

基于LPV状态空间模型的小型航空煤油二冲程发动机喷油控制策略

为了简化基于平均值模型的喷油控制模型的计算,根据线性变参数(LPV)状态空间模型原理,在平均值模型的基础上建立了LPV状态空间喷油控制模型,利用Matlab/Simulink工具对稳态工况和瞬态工况的喷油脉宽控制模型进行仿真,最后在发动机试验台架上进行试验验证.仿真和试验结果表明:①基于LPV状态空间模型的喷油控制模型能够满足瞬态工况和稳态工况控制的要求,计算的喷油脉宽精度略低于平均值模型,由于LPV状态空间模型计算简单,能够直接应用于控制算法的设计,因此在工程中容易实现.②与插值算法相比,基于LPV状态空间模型的控制策略使发动机的动力输出有所下降,主要是由于模型简化造成进气空气流量减小引起的.      

热效应布局下的缓冲器插入时序优化方法

随着集成电路的集成度越来越高,芯片的发热量越来越大且其内部温度呈不均匀分布,这会影响关键路径的传播延时,进而影响基于缓冲器插入的关键路径性能.提出了一种考虑芯片热效应布局优化的缓冲器插入时序优化方法,在版图设计的早期估计芯片的热分布和温度分布并且把其应用到版图布局优化和RC延时模型中.同时利用模拟退火算法基于热分布调整并优化布局,最后在最优布局下利用提出的缓冲器插入模型和快速插入算法进行时序优化.仿真结果表明相对于不考虑温度效应布局优化的缓冲器插入方法,缓冲器插入延时优化方法能有效降低最坏延时和缓冲器插入数目,最坏延时比传统方法降低9%~18%,比文献已经提出的最好方法降低5%~7%,缓冲器插入数比其少10~20个.      

太阳电池阵EM板热真空试验电路故障测试技术

太阳电池阵EM板热真空试验是考核太阳电池板适应热真空环境能力的关键试验。试验中需要对电池阵的电路进行多循环长期检测。文章中采用对EM板输出负载电压进行实时高频（≥10Hz）采集,同时对每个循环、每天的测试数据进行对比的测试方法检测电池电路的短路和开路故障。某航天器太阳电池阵EM板热真空试验采用此测试方法及时发现了电池电路异常,并在对问题工艺进行改进后重新投产;新产品通过了第二次热真空试验的考核,且在轨工作正常,证明了该测试方法的有效性。     

交会对接绕飞段临界安全轨迹研究

以Hill方程为基础对圆轨道近距离双脉冲绕飞安全策略进行研究.首先给出双脉冲绕飞的模型,通过仿真遍历得到不会进入球形安全区的绕飞轨迹,然后绘制出这些安全的绕飞轨迹所对应的绕飞时间、燃料消耗、追踪器与目标器的初始距离三个量之间的关系曲面,进而得到临界安全条件下的关系曲线并拟合出关系表达式,最后对拟合误差进行分析发现导致轨迹偏离的程度很小.     

直升机燃油系统增压转自吸供油动特性

通过某型燃油系统增压供油转自吸供油试验,研究了发动机入口处的流量历程。在试验研究和直升机燃油系统增压转自吸供油机理基础上,利用Flowmaster软件建立了某典型直升机燃油系统仿真模型,仿真结果与试验结果吻合较好,验证了模型的正确性。在此基础上,研究了直升机燃油系统增压转自吸供油动特性。结合仿真结果,分析了增压泵出口单向阀的弹簧预紧力、弹簧刚度对发动机入口燃油流量、压力的影响,为燃油系统零部件选型及参数确定提供参考。     

Numerical investigation of the impact of asymmetric fuel injection on shock train characteristics

Numerical simulations are carried out to investigate the impact of asymmetric fuel injection on shock train characteristics using the commercial-code FLUENT. The asymmetry of fuel injection is examined by changing the fuel flow rates of the upper and lower wall fuel injectors. The numerical approach solves the two-dimensional Reynolds-averaged Navier–Stokes (RANS) equations, supplemented with a k-ω model of turbulence. As a result, different ways of fuel injections will always lead to shock train transitions, with the variations of shock train structure, strength and leading edge position. For symmetric fuel injection, the flowfield of the isolator is quite asymmetric with the boundary layer of the upper wall side developing much stronger than that of the lower wall, which is due to the heterogeneity of the incoming flow. Regarding to asymmetric fuel injection with more of lower wall side, though the pressures in the combustor are nearly the same, the first shock of the shock train converts between ‘Distinct symmetric X type shock’ and ‘Obscure and weaker asymmetric shock’ and the shock train leading edge moves upstream with the increase of the asymmetry level. With regard to asymmetric fuel injection with more of upper wall side, ‘incomplete asymmetric X type shock’ occurs and the shock train structures keep nearly the same with low level of fuel injection asymmetry. Unexpected results like unstart will happen when increasing the level of fuel injection asymmetry. And the isolator will come back to normal state by decreasing the differential of upper and lower wall sides fuel injections.     

基于伴飞模式的补给星轨道设计与优化

针对采用伴飞模式的星座燃料补给问题,本文对其补给星的轨道进行了设计与优化。在给出补给星的轨道设计之后,利用遗传算法对补给星轨道机动所消耗的燃料质量以及每次转移给工作星的燃料质量进行了优化求解,使得补给星燃料利用率达到最高。仿真结果同时给出了燃料利用率与工作星轨道高度以及星座中卫星数目之间的关系,该结论对采用伴飞模式的星座燃料补给研究提供了较好的理论参考。