液体火箭发动机推力室内壁寿命预估

为了分析推力室内壁失效机理及准确预估推力室内壁寿命,对推力室进行流-热-固耦合计算.流-热耦合为热-固耦合提供准确的热和机械载荷,热-固耦合模型对推力室内壁在循环加载下的变形进行非线性平面应变有限元分析.通过计算,得到了推力室内壁在单循环各阶段的应力-应变分布和循环加载下的变形过程,并进行了寿命预估.结果表明:采用的流-固耦合策略能准确地实现流-热耦合模块向热-固耦合模块的载荷传递,能为结构分析提供准确的边界条件.在预冷、后冷和松弛阶段,内壁承受拉应力;在工作阶段,内壁承受压应力.随着循环次数的增加,内壁残余应力和应变不断增大,内壁向燃烧室内鼓起和不断变薄,冷却通道中心最先失效.所采用的分析模型能够模拟内壁在循环热和机械载荷下的变形过程,用于预估推力室内壁的循环寿命.      

叠片式箔片气体动压推力轴承的静动态特性

针对一种叠片式箔片气体动压推力轴承,提出相应的结构刚度模型。运用有限差分法(FDM)求解可压缩气体雷诺方程,并与箔片弹性变形方程耦合求解得到该类型轴承的静动态特性。结果表明:由于支承结构在径向和周向都具有变刚度特点,导致单瓣箔片上出现二次收敛楔形效应,因此形成两个压力峰值,与传统类型轴承相比能在一定程度上提高承载能力。随着最小气膜厚度的增加,轴承承载能力和摩擦力矩都不断下降,且动态刚度也逐渐下降,但对动态阻尼的影响较小。存在最优楔形高度值以实现较大承载能力的同时,也能达到较小摩擦力矩,减小功率损耗,并且还能获得较高的动态刚度和动态阻尼系数。      

柔性转子动力学特性及支承结构安全性设计

叶片飞失极限状态下,航空发动机转子系统承受冲击载荷和大不平衡载荷,载荷通过转子结构传递到支承结构,对支承结构造成严重损伤。从安全性的角度看,需要对航空发动机轴承-支承结构在极限载荷下的承载能力进行有效的定量评估。提出一种新型缓冲阻尼支承结构,通过对支点刚度突降和高阻尼设计,实现在止推轴承支点处大幅降低横向冲击载荷的影响。建立考虑支承结构刚度突变和阻尼特性的转子系统动力学方程,并计算突加不平衡激励下,转子系统支点动载荷分布的变化规律。结果表明:通过优化设计支点刚度和阻尼参数,缓冲阻尼支承结构,能够有效降低突加不平衡激励下止推滚珠轴承的支点动载荷,提高支承结构的安全性。     

Field-of-view constrained guidance algorithm for -V-bar constant thrust departure

In this paper, the relative position parameters of the chaser are obtained by using the vision measurement and the target departure manoeuvre positions are calculated through the isochronous interpolation method. A guidance algorithm for -V-bar constant thrust departure with consideration of the constraints of field of view and safety distance is investigated. New switching control laws under constant thrust are designed for departure manoeuvres of the chaser. The switching control laws are obtained based on the acceleration sequences and the on time of thrusters in three axes which can be respectively computed by the time series analysis method. The perturbations and fuel consumptions are addressed during the computation of the on time of thrusters.     

Constant thrust collision avoidance maneuver under thruster failure

In this paper, the collision avoidance maneuver under the chaser’s thruster failure in radial direction is investigated. First, based on the vision measurement, the relative position parameters of the target spacecraft are obtained and the target maneuvre positions are calculated through the isochronous interpolation method. Then, by using coupling effects, the thrusters working time intervals can be computed by the time series analysis method. The perturbations and fuel consumptions are addressed during the computation of the thrusters working time intervals. Next, the switching control law under constant thrust is designed for active collision avoidance maneuvres along a specified trajectory.     

面内轨道转移过程中的绳系系统摆振特性研究

轨道转移过程中的绳系系统处于非开普勒轨道,导致系统呈现复杂的动力学行为并影响着星体的飞行安全,因此研究系统摆振特性具有重要的理论和实际意义。针对复杂的非线性和强耦合问题,利用动量矩定理建立绳系系统姿态动力学方程,以切向常值加速度轨道转移为任务背景,给出了系统质心运动轨迹;通过分析面内摆角的静态分岔现象,推导了面内、面外摆角的一阶摆动解析解;引入经典的珠点模型,研究系绳纵向和横向的振动特性,并分析了系绳摆动与系绳振动之间的耦合关系。仿真结果表明:面内轨道转移过程中,面内、面外摆角以固定的频率绕平衡位置做往返摆动,摆动频率大小以及平衡位置的变化均与系绳长度、推力加速度和所处轨道密切相关,面内摆角摆动频率接近轨道角频率时会引起共振现象,系绳在轨道转移过程中会出现大幅度横向振动等现象。     

低冰点推进剂1N单组元发动机技术研究

单组元发动机采用低冰点推进剂具有良好的低温冷起动和工作性能,对于实现航天器的长期在轨驻留、轨道控制和姿态调整具有十分重要的意义。对-30℃低冰点四体系推进剂的特性进行了分析,对低冰点推进剂小推力量级发动机催化分解技术进行了试验研究。试验结果表明,发动机冷起动、关机正常,稳态、脉冲工作稳定,性能可靠。     

扑翼飞行器柔性翼的动力分析与实验

针对小型扑翼飞行器柔性翼的特点,提出了一种利用欧拉方程结合有限元分析计算柔性扑翼上气动力的分析方法,并进行了样机推力测量实验.实验证明计算结果能很好地反映出扑动周期中不同时刻的推力特征.该方法既可以得到宏观上的推力、扑动阻力,又可以得到不同扑动参数下翼上各处的气动力分布,为柔性扑翼的设计优化提供帮助.      

基于冲量变轨原理的地球同步卫星有限推力变轨策略

  推力有限时,地球同步轨道卫星在远地点变轨的弧段很长,会导致较多的燃料消耗。基于冲量变轨原理,研究了地球同步轨道卫星远地点有限推力多次变轨问题,提出了具有星下点约束的最省燃料变轨方案,给出了每次变轨的推力方向和点火起止时刻及最优中间过渡轨道。仿真结果验证了该方案的有效性。