三轴充液航天器建模及姿态稳定控制

针对目前文献中采用的充液航天器模型多为二维平面模型,而实际中充液航天器在轨运行环境为三维环境的情况,对一类贮箱关于航天器中心轴对称的三维面充液航天器进行了动力学建模与姿态控制研究,使其更具有实际意义。首先,根据航天器在轨运行的环境建立了参考坐标系,采用单摆模型等效液体燃料的晃动。在此基础上采用角动量守恒定律建立了充液航天器各个部分对其质心的惯性力矩,并将其与充液航天器动能方程推导得出的拉格朗日方程相结合,得出完整的动力学方程,完成了建模工作,并分析得出该欠驱动系统零动态不稳定的结论。最后,考虑航天器刚体部分常值转动惯量存在参数不精确,同时三轴力矩发生常值干扰的情况,设计了滑模控制器,保证了充液航天器在轨道坐标系上的姿态稳定。     

Thrust measurement method verification and analytical studies on a liquid-fueled pulse detonation engine

In order to test the feasibility of a new thrust stand system based on impulse thrust mea- surement method, a liquid-fueled pulse detonation engine （PDE） is designed and built. Thrust per- formance of the engine is obtained by direct thrust measurement with a force transducer and indirect thrust measurement with an eddy current displacement sensor （ECDS）. These two sets of thrust data are compared with each other to verify the accuracy of the thrust performance. Then thrust data measured by the new thrust stand system are compared with the verified thrust data to test its feasibility. The results indicate that thrust data from the force transducer and ECDS system are consistent with each other within the range of measurement error. Though the thrust data from the impulse thrust measurement system is a litter lower than that from the force transducer due to the axial momentum losses of the detonation jet, the impulse thrust measurement method is valid when applied to measure the averaged thrust of PDE. Analytical models of PDE are also discussed in this paper. The analytical thrust performance is higher than the experimental data due to ignoring the losses during the deflagration to detonation transition process. Effect of equivalence ratio on the engine thrust performance is investigated by utilizing the modified analytical model. Thrust reaches maximum at the equivalence ratio of about 1.1.     

氢气引燃的酒精超燃火焰结构分析

为研究与液体酒精燃料超声速燃烧相关的点火和火焰稳定机理，利用氢氧基PLIF浓度分布测量技术，显示和对比了氢气引燃的酒精超燃火焰结构与氢气单独燃烧时的超燃火焰结构。通过对火焰着火位置、火焰主要结构特征的比较，分析了使用酒精和氢气时超燃点火与火焰稳定机理的差异。指出火焰结构的变化是由于燃烧控制机理发生了变化。研究发现，除了酒精化学性质不如氢气活泼带来的差别外，液体燃料的喷注、雾化和蒸发等都对火焰结构带来明显影响，其中蒸发过程对酒精火焰结构的形成起主要作用，组织液体燃料的超声速燃烧需要注意这样的差别；在所研究实验条件下，酒精主要由氢气点燃。     

气流紊流脉动对气动喷嘴雾化影响的实验研究

对气动喷嘴下游雾场及脉动速度场进行了实验研究。实验中，采用一组结构大致相同但具有不同气流脉动强度的气动喷嘴作为试件，利用PDA（粒子动态分析仪）等测试仪器对试件出口后的两相流场进行了测量。结果表明强化气流紊流脉动对气动喷嘴的雾化有好处，使其雾化颗粒直径变小。     

煤油射流在超声速燃烧室中的实验研究

在超声速燃烧室中分别采用气泡雾化煤油与纯煤油射流进行实验，研究不同情况对燃料的雾化和贯穿深度的影响。实验选用纹影法记录实验段图像，拍摄了不同注射压强条件下燃料有无气泡雾化的流场照片，对时间平均流场和瞬态流场分别进行记录。实验结果表明：气泡雾化的确明显地提高了液体燃料的雾化程度，但对贯穿深度没有显著的影响，提高贯穿深度的有效方法是增加射流压强。     

变轨条件下卫星贮箱内液体推进剂晃动特性三维数值模拟

以某卫星液体推进剂贮箱为研究对象,用Fluent三维数值模拟软件,对在零重力环境变轨过程中贮箱内液体推进剂的晃动特性进行数值模拟。分析了晃动过程中液体推进剂的质心变化和液体推进剂对贮箱的作用力。数值模拟获得了液体推进剂在变轨过程中晃动的频率和阻尼比。与ABRAMSON等根据实验结果拟合得出的阻尼比经验公式计算结果和文献中对阻尼比的简化计算结果相比,模拟结果接近经验公式,同时能反映阻尼比随液深的变化,计算结果具有可信度。     

乾卦和人类飞天(下)

爻辞——九五(续)牛顿识破天机在很长时间内,人们弄不明白,叶落为什么总是归根;苹果熟了只能往地面掉;被大风和上升气流卷入空中的沙尘和鹅毛,在气流平静以后也要落回地面;人不能离开地面半步,你用力往上跳,在须臾之间就会跌回原地;你生气     

液体燃料爆炸抛撒及云雾形成的实验研究

为了分析燃料的物理化学性质、表面活性剂对液体燃料爆炸抛撒过程的影响,进行了相关实验研究,用高速摄影机记录了不同情形下的液体燃料爆炸抛撒及云雾成长过程。实验结果表明,液体燃料爆炸抛撒过程可以分为加速运动、减速运动和扩散运动三个阶段;选用低粘度、低表面张力且具有一定挥发性的液体燃料可获得较好的爆炸抛撒及雾化效果;适量表面活性剂的加入虽不能增加燃料云雾最终扩展半径,但可使液体燃料分散得更均匀,从而更有利于爆轰的传播。     

微型燃气轮机喷嘴射流和雾化特性研究

为在微型燃气轮机内营造低氧贫燃氛围以实现液体燃料的节能减排,利用可适性多普勒激光测速仪APV/LDV对改造喷嘴附近截面进行了测量和分析,用以考查近喷嘴处的气液混合夹带情况以及雾滴尺寸及分布.结果发现:增加外部涡旋气流后,喷孔附近雾滴的动量增大,雾锥内出现一小回流区,对应湍流度较大区域附近;燃烧时较大切向动量及湍流度利于空气与周围高温烟气迅速混合形成低氧环境,并和雾滴掺混进行热量和动量的传递;喷孔出口雾化角增大,使得雾滴更加分散,利于雾化、气液混合和传热传质;所有实验工况雾滴平均直径低于50μm,且为偏高斯分布.该研究为液体燃料喷嘴的设计提供了参考,可作为微型燃气轮机燃烧室热态反应物流场的参考依据.