基于离子推进技术的轨道转移设计

将太阳能离子推力器应用于卫星的推进系统,完成从地球同步转移轨道(GTO)到地球同步轨道(GEO)转移任务;建立任务模型,设计基于纬度幅角的反馈控制策略,对发动机开关时间进行优化.采用图形处理器（GPU, graphic processing unit）加速的遗传算法(GA,genetic algorithm)对卫星转移轨道任务进行优化设计.仿真结果表明：通过对该闭环控制器的定常参数进行优化,可将轨道导引至目标轨道附近;采用太阳能离子推力器可减少燃料消耗.基于GPU加速的遗传算法,可缩短算法运算时间.     

从地球到日-火系平动点轨道的转移

平动点轨道特殊的空间位置及动力学特征,使其在深空探测中具有重要的应用。以日-火系平动点轨道(Lissajous与Halo轨道)任务为目标,结合平动点轨道的不变流形理论,研究了小推力转移问题。首先给出了圆型限制性三体动力学模型下平动点附近不变流形(稳定和不稳定流形)高阶分析解以及相应的计算实例。接着以流形分析解为基础,建立了初始小推力轨道优化模型,并利用改进的协作进化算法求解初始小推力轨道。最后将初始轨道离散,采用多点打靶法将最优控制问题转化为参数优化问题,并用序列二次规划方法(SQP)求解。仿真结果证明轨道设计方法的有效性。     

双孔燃气二次喷射推力矢量性能影响因素数值分析

针对大尺寸潜入式喷管双孔燃气二次喷射推力矢量控制的影响因素进行数值模拟,主要分析了喷射孔径、喷射角、喷射位置、喷射孔夹角及喷射孔包抄角对侧向控制力、轴向推力的影响规律与强度。结果显示,随着所研究喷射参数的线性变化,侧向控制力和轴向推力损失都呈现出了复杂的非线性变化规律,通过线性拟合,发现了轴向推力随包抄角、喷射角及喷射位置的增大而减小的趋势,发现了侧向控制力随喷射孔孔径及喷射角的增大而增大的趋势。通过K/R2方法对喷射参数在侧向控制力和轴向推力方面影响规律的分析发现,对轴向推力的影响由强到弱依次是喷射角、喷射位置、包抄角、孔径、喷射孔夹角;对侧向控制力的影响由强到弱依次是孔径、喷射角、喷射位置、喷射孔夹角、包抄角。     

补燃循环发动机推力调节过程建模与仿真研究

以补燃循环液氧煤油发动机为研究对象,对其推力调节特性进行了研究.建立了描述补燃循环发动机瞬变过程的数学模型,提出了求解供应系统管路内液体瞬变流控制方程的Chebyshev伪谱方法,应用该模型对补燃循环液氧煤油发动机的推力调节特性进行了仿真计算,并将计算结果与试验数据进行了对比分析,验证了模型和算法的合理性.研究结果表明：对于所研究的补燃循环发动机系统而言,通过调节发生器中较少组元的流量,改变涡轮泵的功率,可很好地实现调节推力的目的,且该推力调节系统具有良好的动态调节品质和很强的抗干扰性.     

垂直着陆重复使用运载火箭对动力技术的挑战

运载火箭采用垂直着陆方式实现重复使用的需求对火箭各分系统提出了新的挑战,而动力系统面临的挑战最大。垂直着陆重复使用运载火箭要求发动机提供正常的上升段推力外,还需提供运载火箭子级垂直着陆回收过程中的平稳减速力和稳健控制力,因而要求发动机具备可重复使用、大范围推力调节、二次起动、适应回收环境等多种能力,并具备较低成本。本文介绍了美国SpaceX公司开展FALCON 9系列运载火箭一子级垂直着陆回收技术研究和相关飞行试验的最新进展,研究并提出了垂直着陆重复使用运载火箭对动力技术的需求。     

带簇式推力室的固液火箭发动机装药设计

讨论了带簇式推力室的固液火箭发动机多孔装药的设计方法,并针对某ＨＴＰＢ／ＬＯＸ（或ＧＯＸ）发动机给出了不同推力室数和不同孔数情形下某些参数随时间的变化,以及中一些参数的总体值或平均值,表明簇式推力室方案是可行的,研制适用于固液燃料配方也是必要的。     

小推力登月飞行器轨道初步研究

进行了基于二体模型和平面三体 登月飞行器轨道控制方法的初步研究。首先研究了在二体模型下,基于逃逸条件和“远地点可达”条件下不同推力作用下的飞行器运动仿真。接着将“远地点可达”要领应用于平面三体模型下的向月飞行的轨道研究;完成了从近地低轨道到月球影响球附近的轨道飞行控制方法的研究。仿真结果证明了使用“远地点可达”概念完成地球逃逸段发动机推力终点选择的可行性。     

微型涡喷发动机顶层设计研究

对微型涡轮喷气发动机的顶层设计问题进行了研究。首先分析了发动机尺寸对性能的影响,揭示了微型发动机推重比具有与尺寸成反比提高的潜力。基于各相关学科近期能达到的技术水平,选择了微型发动机尺寸并提出了初步设计方案。对微型涡喷发动机的压比、燃烧室出口温度和各部件效率等设计参数进行了单变量和双变量分析,得到了这些参数对推力、耗油率等性能的影响规律。提出了一个能简便准确地判断微型发动机顶层设计方案是否能产生推力的判别准则,并得出了高、中、低性能的三种气动热力参数顶层设计方案。      

液体运载火箭飞行后发动机推力计算方法

对运载火箭飞行后发动机推力的各种计算方法进行了比较与分析,认为用视速度法计算推力更能反映发动机自身的特性且计算准确度高。     

涡轮泵内流路静动态分析

根据涡轮氧泵内流路的工作特点,对其进行节点划分,建立了完整的内流路拓扑网络。在此基础上,建立主泵、节点特性、流阻元件变形、轴向力和轴向位移等模型,对影响其工作可靠性的内流路,进行静、动态过程研究,并初步探讨涡轮氧泵起动过程中,转子的装配位置、轴承游隙和刚度对轴向位移的影响。