新型二维推力矢量喷管数值模拟

针对现有流体推力矢量控制方案的不足,提出利用喷流附壁效应的新型矢量喷管,借助于尾喷管射流对固壁延伸面的跟随作用控制尾喷流方向,实现推力转向.在此基础上采用限制流量的方法调节喷流的抽吸程度,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二维矢量喷管,用数值实验方式验证了喷管的推力转向效果,采用限制流量方法得到的最大矢量角度约13.3°,进一步结合射流控制可以使矢量偏角达到20°以上.通过对该喷管流场的数值计算研究,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,为下一步开展实验研究奠定了基础.     

便携式三坐标测量系统中可调光笔的设计

为提高光笔式三坐标测量系统的精度,设计了一个无线控制系统,用于控制光笔上LED的亮度值,点亮个数以及点亮时间。硬件部分主要由无线通信模块,单片机以及LED驱动器组成,而软件主要包括无线通信,串行通信以及LED控制程序三个模块。实验结果表明,相对于传统系统,该系统线性度好,灵敏度高,响应速度快,满足测量系统对实时性、稳定性、灵活性的要求。     

改进的多处理器混合关键性系统可调度性分析

针对混合关键性系统的多重认证需求,研究多核处理器平台中全局调度算法fixed-priority and Earliest Deadline First by Virtual Deadline（fpEDF-VD）的可调度性分析问题。fpEDF-VD结合处理器利用率和虚拟截止期两个方面来计算任务优先级,系统可调度性取决于是否存在可行的虚拟截止期调整参数。考虑到现有可调度分析方法仅测试有限数量的调整参数候选值,不能有效地判定系统可调度性,故提出了一种改进的判定方法。该方法基于传统（非混合关键）任务调度算法fpEDF的可调度利用率约束条件,利用函数图像分析研究不同关键性级别的系统可调度性需求,并在此基础上给出有效虚拟截止期调整参数的确切范围。通过实例分析及与现有判定方法的比较,验证了该方法的正确性和高效性。与理论分析一致,基于随机生成任务集的仿真实验结果表明改进后的方法具有更优越的可调度性能,能显著地提高任务集的可调度接受率。      

解析航空发动机的喷管

三维喷管的类型和基本特点在航空、航天领域,轴对称的三维喷管的应用要远远早于二维喷管。但奇怪的是,二维喷管名词的出现却先于三维喷管,因而引起了许多误解。早期的动力装置的排气管、喷管等几乎无一例外地都选择了轴对称的圆截面。近代和现代的活塞式飞机、汽车的排气管,涡桨式飞机、喷气式飞机以及各种导弹的尾喷管也大多为圆截面的。那么,现代飞机的重要组成部分——喷管的基本功能是什么呢?在航空界,涡     

常值推力下面内轨道优化的一种改进间接法

针对常值推力下航天器面内轨道转移燃耗最省的轨道优化问题,利用极大值原理导出了最优轨迹下推力方向角应满足的控制方程,结合动力学方程建立了一种求解航天器面内最优转移轨道的改进间接法,及其在推力方向角调节能力受限条件下的应用方法。由于避免了协态变量微分方程组的求解,改进间接法相对于传统间接法降低了初值猜测的难度和计算量;与采用Gauss伪谱法求解相比,所建立的改进间接法求解结果精度更高,数值光滑性更好。仿真算例表明:推力方向角调节能力受限会改善推力方向角变化规律,降低推力方向角变化范围;就燃耗而言,推力越大燃耗越多,优化轨道节省燃耗更加显著。     

空间小推力轨道最优Bang-Bang控制的两类延拓解法综述

介绍了空间小推力轨道优化问题中的最优Bang-Bang控制问题,对两类延拓解法给出了描述:第一类解法首先求解能量最优解,然后采用能量–燃耗同伦得到最优Bang-Bang控制;第二类解法引入推力开关切换准则,以双脉冲解作为初解,通过参数延拓得到最优Bang-Bang控制。对两类延拓解法进行了比较,指出了各自的优势与特点。对延拓方法应用于求解更加复杂的小推力轨道设计问题进行了展望,提出了包含初解、延拓与拼接三要素的人工智能轨道优化概念。     

基于同伦方法三体问题小推力推进转移轨道设计

提出一种基于同伦方法限制性三体问题小推力推进转移轨道设计方法。首先根据最优控制原理分析了航天器在轨道转移中不同性能指标时的最优控制律,然后引入同伦参数构造新的性能指标,在基于遗传算法和打靶法得到能量最优的解基础上,采用伪弧长法跟踪同伦轨迹,进而得到燃料最优的转移轨道。最后对地月系下从GEO轨道到L1点Lyapunov轨道的转移轨道进行优化。仿真结果表明:利用遗传算法能优化得到较为合适的流形拼接点和协态变量初始值,利用打靶法能有效地优化得到小推力燃料最优转移轨道。     

微型固体姿控发动机微喷管内气粒两相流动规律的CFD-DSMC研究

微型固体姿控发动机在航天领域具有广泛的应用前景。以基于MEMS技术的微喷管为研究对象,首先通过计算微喷管中的克努森数,得到了微喷管中的气相流动状态;然后,采用CFD-DSMC方法,模拟了微喷管中的气粒两相流动,并研究了颗粒相质量分数和粒径对气相流动的影响。结果表明,在所研究的来流条件下,微喷管中的连续介质假设是成立的;气相与颗粒相间的动量和能量交换,导致气相马赫数降低、温度升高,同时也导致颗粒相速度增加、温度降低;颗粒相质量分数和粒径均能显著影响气相的马赫数和温度。     

粒子流量可调的喷管烧蚀试验方法

发展了一种保持燃气参数不变的情况下能实现粒子流量可调的喷管烧蚀试验方法,并研制了试验装置。该试验方法是将两相流燃气中的一部分粒子收集起来,以减少流经喷管的粒子流量,通过改变收集孔和收敛角的大小来调节粒子流量。采用该方法开展了变粒子流量的喷管烧蚀试验,试验结果验证了该方法是有效的,试验条件下喷管喉部平均线烧蚀率随粒子流量减小而降低。     

NASA JPL的微推实验设备

JPL微推实验室包括:-精确测量微推力的φ2m×2m(L)的超高真空实验舱;-10级洁净度的室内环境;-nN级推力的性能测量设备;