一种基于引射效应的流体推力矢量新技术

流体推力矢量是一种利用流动控制技术实现推力转向的方法,针对现有二次流动控制推力矢量方案的不足,提出了采用引射方式的新型流体推力矢量技术,该技术在喷管套管内利用引射作用产生低压区使主流方向偏转,实现推力转向。并且可以通过限制流量的方法调节主喷流对单侧套管的抽吸程度,使得在喷管套管内产生不同的横向压力梯度,达到了矢量化控制推力转向的目的。运用这一概念设计了矩形矢量喷管,采用数值模拟方法验证了喷管的推力转向效果,探讨了该矢量喷管内喷流转向形成的流动机理,从推力损失、转向效率上对喷管的性能特点进行了分析。计算结果表明:该矢量喷管的最大推力转向角度达到24°,对应喷流附壁状态,在喷流附壁之前可以矢量控制的推力转向角为0°~13°,推力损失在1.5%~7.0%之间变化。最后根据该计算外形以1∶10比例加工了矢量喷管,运用高压气源进行了尾喷流偏转试验。试验表明该矢量喷管在设计状态能够实现射流矢量偏转,从原理上验证了该推力矢量方案的可行性。     

气氧/丙烷小推力发动机设计与实验

为适应小推力发动机无毒、无污染、高性能、低成本的发展趋势,设计了一种以气氧(GO₂)/丙烷(C₃H₈)为推进剂的发动机.采用层板式头部喷注器、利用喷嘴间隙实现电火花点火的独特点火方案、通过边区喷嘴进行气膜冷却,同时设计了发动机实验系统并开展了初步实验研究.实验结果表明:实验系统设计合理;发动机点火方案可靠、燃烧稳定、热防护效果良好,为进一步的研究奠定了基础.      

微型镓场发射电推力器的推力和比冲测量

电推进技术的发展推动了微推力测量技术和比冲测量技术的研究进程。为了评估已研制出的微型镓场发射电推力器的性能,进行了推力和比冲测量。研制了一种用于场发射电推力器的微推力测量平台;进行了LabVIEW开发;对测量平台进行了标定与分析,并通过试验比较了推力实测值与理论值,实测值范围为3~28μN。另外,利用飞行时间法,测得推力器在不同发射电流下的比冲数据,比冲范围为5917~8875s。     

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。     

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.     

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.     

有限推力变轨的月球探测器发射轨道设计

月球探测器的发射是一个多体问题,也是严格的轨道交会问题。发射轨道方案从理论上有很多种形式,但在工程应用中,受到火箭能力、发射场和测控条件等多种因素制约,方案选择限制非常严格。利用现有火箭,采用有限推力从停泊轨道转移发射是最常用的一种发射方式。本文以某典型火箭为例,对采用有限推力变轨方案的奔月轨道设计流程、发射方案、轨道设计方法、精度分析、发射窗口设计进行了详细分析和研究。     

J2摄动下脉冲推力星下点轨迹调整解析算法

针对快速响应对地成像任务,在轨卫星可通过轨道机动实现星下点轨迹调整。研究了J2摄动下小椭圆轨道的脉冲推力星下点轨迹调整的解析算法。首先给出脉冲推力下小椭圆轨道参数变化模型和滑行段星下点轨迹运动模型;然后通过分析得到影响星下点轨迹的四个轨道要素,进一步推导了平近点角增量近似公式,并得到它与速度增量的线性关系表达式;最后推导了J2摄动下星下点轨迹调整需要的脉冲的三种解析方法。仿真结果表明,三种解析算法运算速度快,地面位置误差小于7km。     

小推力泵压式发动机自身起动过程仿真分析

根据二级箭体钝化处理的需要,小推力泵压式游动发动机需要在低入口压力下 实现自身起动,进入稳态工作.在MWorks通用仿真平台的基础上,建立发动机起动过程系统仿真模型,通过试车数据验证了仿真模型的合理性.进一步分析了发动机的入口压力条件、主阀流阻以及环境压力对发动机起动过程的影响.结果表明:发动机能够实现自身起动,但起动过程较长;氧化剂的入口压力对发动机自身起动过程影响很大,氧化剂入口压力降低,涡轮泵起旋时间延迟明显,起动品质变差;降低发动机主阀流阻,能够使涡轮泵起旋时间提前,改善起动品质;环境压力降低使推进剂充填过程加快,涡轮泵起旋和工况爬升加快,有利于发动机的自身起动过程.