逆载对管道内汽水两相流临界热流密度的影响

利用旋转平台对逆载作用下矩形通道内汽水两相流临界换热进行了实验研究。通过改变逆载大小、入口流体过冷度、流体质量流速等参数,获得了静止和逆载作用2种状态下矩形管道内汽水两相流临界换热实验数据。实验结果表明,质量流速随着加热时间的增长而减小,进出口压差则反之;临界状态下,质量流速随着逆载、过冷度的增大而减小;进出口压差随着逆载、质量流速的增大而增大,随着过冷度的增大而减小;临界热流密度值随着逆载、质量流速、入口过冷度的增大而增大;其中逆载对临界热流密度的影响最为显著,在逆载从0g~2.5g变换范围内,临界热流密度可提高50%。     

高超声速热化学非平衡对气动热环境影响

高超声速气动加热严重,考虑热化学非平衡对气动热环境影响,可以为热防护系统设计提供有效保障。采用Park和Gupta热化学非平衡模型,数值计算研究5组元(N_2,O_2,N,O,NO),17组化学反应的热化学非平衡效应对高超声速飞行器气动热环境影响,并与完全气体和热化学平衡模型进行对比分析。热化学非平衡模型流场温度及激波距离均比完全气体模型小。激波后气体密度因离解、化学反应而增大,且气体密度越大,激波距离越小,热化学平衡模型激波距离最小。完全气体和热化学平衡模型热流载荷计算值均比实验值偏大。Park和Gupta热化学非平衡模型数值计算激波距离及气动力载荷差别小。Park模型热流载荷计算值偏大,Gupta模型与实验结果相符,它可对气动热环境可靠预测。     

基于SMDO-TLC的高超声速飞行器姿态控制

针对高超声速飞行器快时变、强耦合以及存在参数不确定和外部干扰情况下的姿态控制问题,同时考虑到执行机构动态和输入受限,提出了基于滑模干扰观测器-轨迹线性化(SMDO-TLC,Sliding-Mode Disturbance Observer-Trajectory Linearization Control)的高超声速姿态控制方法.首先,引入二阶线性微分器(SOLD,Second-Order Linear Differentiator)的概念,通过理论分析指出了当前TLC中采用一阶惯性+伪微分器求取输入指令的微分信号时会存在与SOLD类似的峰值现象,随后利用韩式跟踪微分器求取姿态标称指令及其微分信号,可有效解决过渡过程中执行机构饱和问题;接着,分别在姿态和角速率回路设计二阶滑模干扰观测器,利用符号函数积分来重构内外回路的复合干扰,在此基础上设计补偿控制律,以实现姿态控制器设计.仿真结果表明,所提出的方法能够克服时变干扰及气动参数大范围摄动的影响,同时兼具良好的动态特性与静态品质,能够满足高超声速飞行器的快时变、高精度以及强鲁棒的控制需求.     

基于SAMPEX卫星观测的南大西洋异常区高能质子动态分布特征

利用SAMPEX卫星1992年7月至2004年6月19～27MeV高能质子数据对南大西洋异常区的分布特征进行研究, 发现南大西洋异常区高能质子分布随高度及F_10.7的变化十分显著. 在540±25km高度上, 地磁较为平静时期南大西洋异常区高能质子微分通量随着F_10.7的增大而减小, 同时在F_10.7≥115sfu时减小趋势较为平缓. 对中等及以上磁暴进行统计分析发现, 磁暴期间南大西洋异常区高能质子微分通量和SYM-H指数的绝对值存在明显的反相关关系, 且地磁暴对南大西洋异常区高能质子微分通量存在明显的持续影响效应. 磁暴发生期间高能质子微分通量明显减少. 磁暴恢复相及其之后高能质子微分通量呈现较为显著的恢复过程.      

高超声速飞行器热流密度/分层温度/碳化层研究

受试验设备能力限制,地面风洞无法完全模拟高超声速飞行器临近空间热环境。文章采用在飞行器表面开孔安装长时耐高温热流传感器直接测量热流密度的方法,国内首次获得Ma12以上高超声速飞行器表面热流密度时变数据和边界层转捩特征。实测热流值与理论预示值规律相同,两者偏差小于20%。针对树脂基材料导热微分方程中虽考虑了热解吸热项,但未考虑导热系数随温度变化情况,采用在树脂基材料导热微分方程中加入物性参数随温度变化项的方法,计算了飞行器热防护结构内部分层温度和碳化层厚度,并与实测结果进行了比较,不考虑树脂热解特性和材料物性参数随温度变化,理论值高于实测值,最大偏差275~320℃;考虑热解特性和物性参数随温度变化情况,计算值与实测值最大偏差小于70℃。     

航天器表面污染物质沉积变化和控制因子评估

航天器进入空间环境以后,空间环境分子污染和颗粒污染形成了航天器表面污染层,从而对航天器的各技术分系统产生不同的负面影响.介绍了中外中轨道航天器表面污染物质沉积变化在轨探测结果,并对污染物质沉积量变化和控制因子做初步评估.结果表明,污染物质沉积量在航天器入轨初期的1~2年内受航天器自身出气物质量、放气速率、表面温度及所处的气流方向等因子所控制.初期沉积量大,正是受到航天器入轨后自身出气量大、放气速率较高的控制,同时迎风面比背风面沉积量大.入轨后期表面沉积量长期变化呈现出明显的降变或缓慢涨落,而且具有全向性特征,因此探讨了具有全向性影响能力的控制因子相关特性,其中高能粒子通量和太阳紫外辐射通量变化可能是主要控制因子.      

基于最优控制/自抗扰控制的直/气复合控制系统设计研究

为提升控制系统的性能,对直/气复合控制导弹的控制系统设计进行了研究。以俯仰通道为例,用最优控制理论设计了基于状态反馈的导弹俯仰通道控制回路,用线性二次型调节器(LQR)获得控制律。给出了加权矩阵的选取方法:依次调整表征过载偏差、角加速度和角速度的权重,使求出的反馈增益系数满足要求。针对状态反馈控制律无法快速抑制直接力开启带来的干扰问题,用自抗扰控制(ADRC)理论改进了控制器,通过构建状态观测器在线实时估计外界干扰并予以补偿,快速抑制扰动。仿真结果表明:用最优控制/自抗扰控制设计的控制器跟踪速度快,动态过程平稳并具有较强的干扰抑制能力,提高了系统的鲁棒性。     

固体火箭尾舱热环境研究

对固体火箭尾舱热环境的组成成分进行了分析,利用理论和数值仿真方法,给出固体火箭沿真实飞行轨道条件下的热环境预示结果,并与地面试验及飞行试验测量结果进行对比。结果表明,固体火箭尾舱热环境存在天地差异,在地面发动机试车状态时,尾舱热环境以喷流辐射热流为主;真实飞行状态时,在发动机喷流和高速来流的相互作用下,火箭尾舱还存在量值更大的对流热流。针对固体火箭尾舱对流热环境提出的线性化热学参数单一介质数值模拟方法可用于固体火箭尾舱热环境设计。     

自主学习干扰观测器驱动的重复使用运载器再入段滑模控制

针对重复使用运载器(RLV)再入段的姿态控制问题,设计一种具有自主学习干扰观测器(SLDO)的滑模控制器。基于奇异摄动理论及时标分离原则,将RLV的姿态动力学方程划分为外环和内环子系统。根据RLV再入段模型不确定性和外部干扰均随时间变化、不可忽略且无法预知边界等特点,结合2型模糊神经结构、误差反馈学习架构以及滑模控制(SMC)理论,提出一种新型在线自主学习干扰观测器。设计基于SLDO驱动的多元超螺旋滑模控制器,完成对再入段姿态的跟踪。最后,针对6自由度RLV模型进行了仿真分析,仿真结果证明了控制方法的有效性以及鲁棒性。     

辐射式热流测量系统及其应用

根据某型号发动机进行的地面模拟热真空环境试验要求,建立了热真空环境模拟系统,在分析热流测量原理的基础上,应用一套辐射式热流测量系统对试验时发动机周围的热流进行测量.着重介绍系统组成及工作原理,热流测量传感器的标定方法.通过热辐射装置热流分布的计算和实际测量结果对比,验证了热流测量系统获取数据真实.