吸热型碳氢燃料动力学不稳定性实验研究

为了使热防护结构安全稳定运行,对吸热型碳氢燃料RP-3压力降不稳定性和密度波不稳定性进行了实验研究。通过在实验段前加装缓冲罐,构建了吸热型碳氢燃料动力学不稳定性模型,探讨了压力降不稳定性和密度波不稳定性的机理与基本特性。实验结果表明,压力降不稳定性发生在压降特性曲线的负斜率区,密度波不稳定性发生在压降特性曲线小流量下的正斜率区。压力降不稳定性中流量、压力和温度波动幅度大,加热段出口燃料温度波动幅度最高可达90℃,并且波动周期较长,时间一般在15～50 s;密度波不稳定性流量和压力波动幅度比压力降不稳定性小,但加热段出口燃料温度波动幅度最高可达95℃,超过了压力降不稳定性中温度的波动幅度,其波动周期时间一般小于10 s。     

脉冲风洞发动机试验多油位多时序高精度燃料供应系统

针对脉冲风洞超燃冲压发动机试验要求燃料供应快速、稳定、精确的特点,设计了一套燃料供应系统,可多油位多时序高精度地实现试验模型燃料供应、模型点火器气源供应、气体节流气源供应等功能.该系统供应的燃料为乙烯、甲烷、氢气及其混合物.采用压力补偿装置,保持燃料稳定供应,实现燃料当量比精确控制.设计了由电磁阀和气动阀组合而成的快速供气阀门,阀门开启时间小于20ms,关闭时间小于30ms,实现燃料的安全、快速供应.对超燃发动机模型不同油位设计了专门的供油回路,通过电磁阀控制系统,实现多个油位不同时序的控制动作,时序控制精度达到1ms.给出了详细的系统设计回路,并对关键部件参数进行了计算.点火试验表明该系统可以为点火器提供稳定的空气和氢气,点火器正常时间超过500ms.在脉冲式直连式试验台上,进行了乙烯燃料超燃发动机试验,对该套供油系统进行了测试.试验监控了供油管道及模型壁面的压力分布,供油压力在试验时间内波动小于3%,发动机壁面压力显示燃烧性能良好.空气节流试验表明,该系统提供的时长为100ms、压力为4.7MPa的节流空气成功点燃了乙烯.     

在横向气流中直射式喷嘴侧喷雾化细度的试验研究

应用激光散射测雾技术对均匀和不均匀横向气流中单个直射式喷嘴雾化细度作了试验研究。试验得出雾化细度 (索太尔平均直径) 随空气速度、供油压力、喷嘴孔径以及空气速度分布的变化规律。     

基于飞/发一体化的Ma=8~10飞行器任务性能快速评估与分析

针对典型飞行马赫数Ma=8~10高超声速飞行器/超燃冲发动机一体化构型,建立了飞/发性能一体化模型,可以快速评估飞行器气动力、发动机性能和飞行任务性能。对比了在起始推重比为0.3、0.4、0.5和0.6下的飞行器飞行性能,以燃料消耗最小为目标,基于飞/发性能一体化模型,利用MATLAB优化工具箱中的序列二次规划（SQP）算法,得到了该飞行器的最优起始推重比为0.422。给出了Ma=8~10飞行器/发动机的概念方案总体参数,在载荷质量为1 000 kg下,飞行器总质量为5 943 kg,发动机推力为2 505 daN。该飞行器在攻角范围为4.1°~3.8°下总的飞行时间为489 s,飞行距离为1 360 km。     

煤基费托航空燃料燃烧性能及航程

航空替代燃料肩负着能源安全以及环境保护的双重使命。对煤基费托航空燃料的基础燃烧性能及航程进行了实验和理论研究。针对民航客机典型飞行任务,选取装有2台CFM56-7B发动机的B737-800型客机进行全包线飞行的航程评价。研究结果表明,煤基费托航空燃料比石油基航空煤油密度低,但热值高。评价结果表明使用煤基费托燃料的客机航程比使用石油基航空煤油的客机缩短2.1%。同时,虽然煤基费托航空燃料的燃烧边界较石油基航煤略窄,但更易点火且不易积碳。取得的结果对煤基费托航空替代燃料的实际应用具有一定的指导意义。      

基于学习的空间机器人在轨服务操作技术

发展具备全自主操作能力的在轨服务航天器是未来航天领域的重要方向,而赋予航天器自主学习能力是实现自主化操作的重要手段.本文首先对近年来国外在轨服务操作的重要研究计划和关键技术进行了分析,并系统论述了基于学习的机器人操作技术的主要理论和方法.然后,结合未来在轨服务的需求,对我们在此领域的初步研究成果“基于学习的在轨燃料补加控制系统”进行了介绍.最后,结合航天领域的特点,分析了基于学习的空间机器人在轨服务技术所面临的挑战和未来的发展方向.     

随机扰动情况下绳系卫星状态保持阶段的最优控制

在考虑系绳弹性的情况下, 建立绳系卫星轨道面内运动的动力学模型, 并在系统平衡位置线性化, 得到绳系子星在随机扰动作用下的稳态保持状态方程. 引入基于卡尔曼滤波的状态估计方法和最优状态反馈控制策略, 提出了保持系统稳态运行的控制方法, 并以YES2空间系绳试验为参考模型设计了稳态保持控制系统. 分别在不考虑系绳弹性和考虑系绳弹性的系统模型下进行相应仿真分析, 结果表明所提出的控制方法能使系统具有良好的抗干扰性能, 系绳控制张力变化平缓且幅值小, 提高了系统状态保持阶段的可靠性和安全性. 同时系绳刚度系数的减小可使系绳纵向振动加剧, 但对横向摆动影响较小, 这为选取合适的系绳材料提供了理论参考.      

基于最优控制的高超螺旋俯冲轨迹设计

针对高超声速飞行器在俯冲阶段的突防与制导问题,提出了一种基于最优控制的螺旋俯冲轨迹设计方法。首先,根据二阶视线角加速度相对运动方程强耦合、非线性的特点,引入了反馈线性化技术,将非线性系统转化成了线性系统;其次,为了让飞行器实现对目标的期望角度打击,在状态方程中引入了终端落角约束项。然后,以零化视线角速率和使消耗能量最小为目标,采用最优控制得到了加速度形式的控制输入。接着,为了让飞行器在空间内进行螺旋机动,设计了螺旋加速度控制飞行器速度矢量可绕瞬时视线轴进行旋转;最后,考虑到机动与制导的冲突,设计了高度函数使得最优与螺旋两种信号进行匹配。仿真结果显示,在面对相同的防空威胁时,与基于比例螺旋的轨迹相比,本文设计的俯冲轨迹具有更好的突防效果。     

液态燃料喷注压力对旋转爆轰波影响的实验研究

为了深入研究液态燃料旋转爆轰波传播特性,以汽油为燃料,富氧空气为氧化剂,开展了液态燃料喷注压力对旋转爆轰波传播特性影响的实验研究。使用马尔文粒度仪对不同喷注压力下的雾化流场进行测量,结果表明在距离喷嘴出口各平面上的液滴粒径均满足正态分布;且随着喷注压力的增大,液滴雾化细度不断改善,在距离喷嘴出口60 mm处二次雾化基本完成。在汽油质量流率为96 g/s,当量比为1.3工况下,旋转爆轰波以单波模态传播,传播频率为2494 Hz,平均传播速度为1198 m/s。液态燃料的喷注压力对旋转爆轰波的传播特性具有较大的影响,当喷注压力为0.6 MPa时,由于液滴的雾化粒径较大,无法形成旋转爆轰波。随着喷注压力的增大,液滴雾化细度得到改善,旋转爆轰波可以成功起爆并稳定自持传播,传播速度和平均压力均逐渐增大,传播稳定性也得到改善。