利用径向力平衡飞行控制的航天器高精度轨道捕获方法

为实现对探测器轨道形状与高度的精准调整,提出一种径向力平衡飞行的航天器连续推力控制新方法。建立连续推力平衡飞行的动力学极坐标模型,并推导出特殊条件下的解析轨道解,进一步分析边值条件,给出连续推力的控制律。利用这一平衡飞行控制理论,构建轨道捕获的最优控制策略。考虑推力器的推力水平,通过一次或多次的控制过程,实现对轨道形状、轨道高度及轨道相位的综合调整。数值仿真表明:利用平衡飞行的轨道控制方法,配置微小推力器的空间引力波探测器可以实现高精度的轨道捕获;该方法具有控制过程可解析、计算量小、简便、实用等特点。     

神经网络技术在冲压导弹设计中的应用

利用近年来迅猛发展的神经网络技术,成功地建立了某型冲压导弹气动参数和发动机推力、比冲的数学模型,从而克服了用传统回归拟合方法和数学插值计算的不足,为导弹总体参数优化设计和各分系统设计提供了一种新工具.并对网络训练过程中存在的问题进行了分析,提出了具有实际意义的改进方法.     

资讯

正我国最大推力新一代运载火箭长征五号首飞获得圆满成功11月3日20时43分,我国最大推力新一代运载火箭长征五号,在中国文昌航天发射场点火升空,约30分钟后,载荷组合体与火箭成功分离,进入预定轨道,长征五号运载火箭首次发射任务取得圆满成功。此次发射成功,标志着我国运载火箭实现升级换代,运载能力进入国际先进行列,是由航天大国迈向航天强国的关键一步。     

用小推力发动机校正轨道和控制卫 星位置

近十年来,为了制造卫星定向,研制了各种小推力发动机（ДMT）,已经成功的一系列有前途的小推力发动机具有很高的推力比冲,它不但能控制卫星的位置,而且还能用于校正轨道诸参数。因此,便产生了一个非常有意义的问题——研制一种控制系统,它使用同样的ДMT,一面校正轨道,一面保证卫星稳定,本文主要探讨卫星在宇宙完成相应的机动时,所必需的速度增量,为此目的,还比较了各种类型的ДMT。     

环境温度对导弹发动机点火时机的影响及控制策略

针对埋入式进气道在发动机点火时刻对导弹飞行攻角的严格限制,提出了攻角点火窗口的概念;以助推器在低温、常温和高温下的推力数据为基础,分别计算了导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的时刻,并对时刻差异进行动力学分析;为消除环境温度变化对点火指令发出时机的影响,引入伪攻角信号,设计攻角控制律。半实物仿真结果表明,该控制方法能有效消除环境温度变化对导弹飞行攻角进入攻角点火窗口时刻的影响,且能够使导弹攻角在发动机点火过程中保持稳定,具有一定的工程实用价值。     

空气深度预冷组合循环发动机吸气式模态建模及性能分析

针对空气深度预冷组合循环发动机——协同吸气式火箭发动机(Synergistic Air-Breathing Rocket Engine,SABRE),采用部件法对其进行建模,匹配计算得到吸气式模态下飞行走廊内其性能参数变化规律,并研究其高度速度特性。计算模型可信度较高,推力误差小于6%,能够较为准确地模拟SABRE吸气式模态的性能参数。结果表明:SABRE兼具火箭发动机大推力和航空发动机高比冲的特点,吸气式模态下比冲介于21 300~27 380 m/s,随着高度速度的增大,其推力比冲先增大后减小;SABRE利用预冷器将入口空气温度降低,可使其空域速域拓宽至25 km、5Ma,满足高超声速飞行的动力需求;发动机速度下限由压气机最大流量决定,速度上限则由氦气回路减压器工作限制条件决定。     

高精度宽量程微推力微冲量测量方法及系统

<正>高精度宽量程微推力微冲量测量方法及系统研究围绕如何实现高精度宽量程的微推力微冲量测量,在测量原理、测量方法、系统设计、工程实现等方面取得了一系列突破性研究成果。2014年度获军队科技进步二等奖。主要内容:1微推力测量模型研究。针对典型微推力器推力输出特性,研究了微推力的测量原理模型。2脉冲冲量测量模型研究。针对脉冲冲量的特殊性,研究了微冲量的测量原理模型。3推力测量系统设计及实现。在保证测量精度的前提下研究了宽量程的测量方法,并进行推力测量系统方案     

凹腔布置方案对气化煤油超声速燃烧特性的影响

针对两种凹腔布置方案,模拟马赫数6.0的来流条件,采用气化RP-3开展了一系列直连式燃烧试验。依据燃烧流场的可见光图像、燃烧室壁面静压分布和推力增益,对比分析了凹腔布置方案对气化煤油超声速燃烧特性的影响。结果表明,凹腔布置方案和当量比对燃烧室内的火焰分布、燃料的释热特性和发动机燃烧性能有显著影响。并联凹腔的火焰与释热主要集中在凹腔附近,燃料比冲对当量比不敏感;单凹腔的火焰与释热分布更加分散,燃料比冲随当量比的增加而提高。     

极板构型对脉冲等离子体推力器性能影响

极板是脉冲等离子体推力器(PPT)的关键部件之一,极板构型对PPT性能有重要影响。分析表明:保持极板其他参数不变,增大极板张角或减少极板末端宽度都会提高推力器效率的理论上限。以理论分析为指导,分别对采用矩形、梯形和舌形三种形状极板的0°、28°、54°和74°张角共12套极板的PPT性能进行了实验研究,结果表明:对于不同形状的极板,极板张角对PPT性能的影响呈现出不同的规律;元冲量和单脉冲烧蚀质量随极板张角的变化规律基本相同;比冲随极板张角的增大先减小后增大,存在一个转折张角,对于不同形状的极板,其转折张角不同;在不同的极板张角下,极板形状对推力器效率具有不同的影响规律。     

我国最大推力新一代运载火箭 长征五号首飞获得圆满成功

正11月3日20时43分,我国最大推力新一代运载火箭长征五号,在中国文昌航天发射场点火升空,约30分钟后,载荷组合体与火箭成功分离,进入预定轨道,长征五号运载火箭首次发射任务取得圆满成功。此次发射成功,标志着我国运载火箭实现升级换代,运载能力进入国际先进行列,是由航天大国迈向航天强国的关键一步。     

热推力器层板换热芯流固耦合传热与流动仿真

热推进技术采用小分子量气体作为推进剂可以获取较高的比冲,是具有巨大应用前景的空间推进技术,而提高热推力器换热芯换热效率是目前亟待解决的问题。本文设计了基于层板结构的换热芯,结合层板结构的传热特点与流固耦合传热理论,对层板换热芯传热和工质流动进行了模拟计算。根据耦合传热理论,将层板与工质的导热简化为系统内部边界条件,通过仿真计算得到了层板流固耦合温度场和流场分布特性,工质可以被加热至2300K以上,验证了层板结构用于热推力器换热芯的有效性。     

中国“神舟”遨游太空

1999年11月20日凌晨,在西北大漠酒泉卫星发射中心新建的载人航天发射场上,高达100多米的发射塔架各层平台陆续打开,只见捆绑式新型大推力“长征”运载火箭昂首挺立,顶部安装着我国自行研制的第一艘试验飞船——由江泽民主席题名的“神舟”号。 6时30分,随着“点火!“口令的下达,运载火箭喷出5股红色烈焰,托举着试验飞船,呼啸着向太空飞去。飞行约10分钟后,飞船与运载火箭成功分离,准确进入预定轨道。这次发射采用了许多新的技术模式,即在技术厂房对飞船火箭联合体进行垂直总装、垂直测试、垂直运输和远距离测试发射控制,火箭系统也增加了故障检测处理等许多新技术。“神舟”号飞船由轨道舱,返回舱和推进舱三部分组成。这次发射试验是我国试验飞船的第一次飞行,也是我国“长征”系列运载火箭的第59次飞行。     

阶梯装药火箭发动机多点点火燃气内流场研究

在阶梯装药结构的大型固体火箭发动机中,采用多点点火技术对火箭发动机装药的正常燃烧推力性能的稳定至关重要.本文建立了点火药盒内点火药燃烧过程的经典内弹道模型,采用Fluent软件,对不同点火药盒数量和不同的放置位置(即以点火药量330 g采用头部及中部同时点火,以点火药量400 g采用头部及中部同时点火,以点火药量330...     

低功率霍尔推力器阳极供气环工程设计关键参数仿真

为了提高低功率霍尔推力器放电通道内中性原子分布均匀性,采用有限元方法对阳极供气环关键结构参数进行优化研究。针对双腔式阳极供气环结构,重点分析了缓冲腔容积比以及缓冲腔隔板导流小孔数量等关键参数对阳极供气均匀性的影响。研究结果表明:随着缓冲腔容积比的增大,阳极供气环出气孔差异率先快速减小后趋于稳定,其中当容积率k=1.0时,平均差异率和最大差异率分别为1.77%和3.79%;隔板间导流小孔数量从8增加到14时,出气孔差异率呈现浴盆曲线特性,其中导流孔数量为10时,平均差异率和最大差异率分别为1.8%和3.8%。研究结果可为霍尔推力器阳极供气环工程设计提供理论支撑。     

弹用固体姿控发动机内弹道性能实验研究

姿控发动机用于提高导弹机动性能。确定了固体姿控发动机实验器的设计参数,给出了可重复使用的星形和管形装药实验器结构简图,描述了试验台和试验流程。分析发动机试验数据后认为点火药量、堵盖打开压强、推进剂药形分别影响内弹道曲线的爬升段、平衡段、拖尾段;根据试验现象认为胶体密封大于42MPa的压强不可靠,连接刚度不足使推力曲线出现振荡。     

固体火箭发动机为什么能成为运载动力“新宠”

正8月2日,由中国航天科技集团四院自主研制的我国直径最大、装药量最大、推力最大的固体火箭发动机——民用航天3米2分段大型固体火箭助推发动机地面热试车圆满成功。试验的成功,进一步验证了我国大型分段式固体火箭发动机设计方案及其关键技术,标志着中国已经掌握大型固体火箭助推发动机关键技术,也表明我国新一代运载火箭固体助推技术又向前迈进了一大步。这也是继长征十一号首飞成功、2米分段发动机工程样机研制     

具有侧向脉冲推力的动能拦截弹姿控发动机组合点火研究

针对具有侧向脉冲推力和气动力复合控制的动能拦截弹,需要解决姿控发动机的组合点火问题.首先,建立了姿控发动机组合点火的模型;然后,在此模型基础上,设计了姿控发动机的点火规则,并对姿控发动机不同位置布局的能量利用率进行了分析;最后,通过仿真验证,结果验证了这种姿控发动机点火规则的可行性,对今后的研究工作具有一定的参考价值.     

煤油超音速燃烧的试验研究

在地面直连式试车台上,研究了煤油碳氢燃料超燃冲压发动机的点火燃烧性能。通过测量模型发动机壁面压力分布,比较了不同工况下的煤油点火燃烧性能。试验结果表明,在当量比为0.27～1.46的大范围内,煤油在超燃冲压模型发动机中能够成功点火,支板和凹腔对煤油在超声速气流中的点火及稳定燃烧有重要作用,少量氢气的喷入对煤油的点火燃烧有良好的促进作用。太厚的支板、过高的当量比、模型发动机第一级燃烧室加入燃料过多会使发动机壅塞,影响隔离段的正常工作,进而影响加热器喷管工作。     

H2O2/HTPB固液混合发动机点火试验研究

利用H2O2催化分解原理,设计了烃类燃料在催化分解的90%H2O2中能燃烧的点火器,然后采用该点火器进行H2O2/HTPB固液混合发动机点火试验研究.试验结果表明,该点火器能够成功启动H2O2/HTPB固液混合发动机,且当混合比偏离最佳混合比后,发动机的燃烧效率降低.     

液氧/煤油推进剂液体火箭发动机循环动力平衡分析

本文对以液氧/煤油为推进剂的发生器循环和分级燃烧循环方案进行了分析,求出了各种循环方案的最大室压,给出了室压、推力、燃烧室混合比和喷管出口直径对发动机比冲和系统平衡参数的影响,并探讨了平衡参数对效率、涡轮压比和发生器(或预燃室)混合比等设许参数变化的敏感性