微牛级高精度直流离子推进系统的推力调节特性

为了研究将微型直流离子推力器用于航天器超高精度控制任务的可行性,设计了一个微牛级直流离子推力器并为其配备了碳纳米管中和装置。对推力器进行了实验测试,评估了其在150~490 V电压范围内可实现的推力范围和推力分辨率,并计算了5、25、50μN推力水平下的噪声。在上述电压范围内,使用氙气和氩气作为工质时,推力器的推力范围分别为5.75~50.83μN和5.93~47.63μN,最大推力噪声为0.12μN/√(Hz)和0.05μN/√(Hz)。此外,对碳纳米管中和器进行了性能测试,实现了最大1.22 mA的引出电流,能够满足氙气工况下0~37.37μN、氩气工况下0~16.50μN的束流中和需求。实验结果表明,该推进系统可以用于引力波探测等高精度空间测量任务所需的无拖曳控制,且使用氩气更有利于实现高精度和低噪声的推力输出。

基于康达效应的高速气流推力矢量喷管

基于康达效应设计了一种高速气流推力矢量喷管,利用其对流体的偏转作用实现主流方向控制。喷管由主通道以及外侧八个独立气室和出口处的康达壁面组成,可通过气室外部的开合情况来实现八个偏转方向的控制。本文对所设计的高速气流推力矢量喷管进行了仿真计算,研究了主流速度、气室开合情况及康达壁面曲率三个参数对主流偏转效果的影响。数值模拟结果表明:(1)主流速度在50~160 m/s时,不同的开合组合的偏转效果有较为显著的差异。(2)气室打开数量为奇数时,偏转效果优于偶数。只有一个气室开口时,偏转效果最优。(3)计算得到三维喷管最优康达壁面的曲率是55.26。本文设计的高速气流推力矢量喷管能够达到较好的偏转控制效果,最大偏转角度可达到85.91°。

基于冗余执行器的航空发动机推力快速响应控制方法研究

面向飞/推一体化控制需求,开展涡扇发动机推力快速响应控制研究,提出了适用于推力最小相位系统的冗余控制方案。研究内容包括:(1)借鉴阀位控制思想,提出在传统燃油流量(Wf)回路基础上增设尾喷口喉道面积(A8)回路,通过挖掘冗余执行器变化速率潜力,提高推力响应速度,降低了对于燃油泵快速作动的需求,同时该方法可以使喷口在推力响应过程逐渐回中,系统具备持续的推力快速调节能力;(2)分析了A8调节推力的物理机理,指出容腔压力动力学主导的部件间流量匹配过程使得A8对推力具有直馈作用,是提高推力响应速度的有效途径。基于发动机部件级模型的评估结果表明,本文提出的方法在执行机构存在速率限制的情况下,实现了推力10 rad/s闭环带宽和A8回中的设计目标,方法可行、有效。在推力响应过程中,A8直馈作用对推力变化的贡献度最高时超过50%。随着对于推力控制模式和推力响应速度的日趋关注,应对容腔内的压力动态过程给予充分的重视。

宽范围微牛顿量级场致发射电推力器设计

针对空间引力波探测任务卫星无拖曳控制对微牛顿量级场发射电推力器的宽、稳、准、快、久指标要求,需突破宽范围可调与分辨率和推力噪声之间的相互限制,从场发射推力产生的原理出发,并利用高精度单摆对模型精度进行标定,建立了基于流量、电压主动调节策略的推力调控模型,结合调控分辨率与响应速度的需求,提出的反馈控制策略使推力器在更宽推力范围内维持低推力噪声水平。最后对研制的推力器样机开展了性能表征,实现了0.86~83.54μN、<0.1μN的推力分辨率、在毫赫兹频段<0.1μN/Hz^(1/2)的推力噪声和定工质流量下<10 ms的推力响应时间。

民用飞机飞行中推力确定研究

确定飞行中发动机安装推力对飞机性能计算、发动机推力管理、经济性评价等具有重要意义。飞行中推力无法直接测量,需要在动力装置内部适当位置安装传感器测量性能参数,计算得出飞行中推力。研究了民用飞机动力装置飞行中推力确定方法,给出发动机安装净推力公式。介绍了推力计算的流程,利用某大涵道比涡扇发动机性能试飞数据,计算了该动力装置的安装净推力,并与参考值进行了对比分析,可为民用飞机型号设计提供参考。

基于喷管二次流控制的推力矢量特性研究

通过控制二次流喷口相对位置和宽度来改变喷管出口燃气流动方向是实现推力矢量控制的方法之一。为掌握落压比(NPR)、二次流压比(SPR)以及二次流喷口相对位置(X_(j))和宽度(d)对推力矢量性能的影响,通过数值计算分析了发动机推力矢量角(δ)、推力系数(C_(f))变化规律。结果表明,随着落压比的减小,喷管可以获得更大的推力矢量角度,但推力损失更大;主流落压比不同时,喷管推力矢量效率的最小值所对应的二次流压比不同;随着二次流喷口宽度的增加,喷管的推力矢量角度逐渐增大且随着二次流压比的增大其增幅也随之变大;推力矢量效率在SPR≤0.6时,随着二次流喷口宽度的增大而减小;SPR=0.8后随着二次流喷口宽度的增大先下降后上升,SPR=1.2时随着二次流喷口宽度的增大而增大;随着二次流喷口位置向喷管出口的移动,推力矢量角仅在喷口后的气流分离由闭式变为开式时发生一次突增,而推力系数发生一次突减;随着二次流喷射角度的增大,喷管的推力矢量角度不断增大,喷管的推力系数呈现不断减小的趋势。

考虑刀盘推力的泥水盾构隧道开挖面平衡机理研究及应用

现有泥水盾构隧道开挖面平衡机理中,开挖面的支护多认为全部由泥浆压力提供,刀盘推力在支护中的作用少有提及。针对穿沁泥水盾构隧洞工程存在的开挖面支护具体问题,结合开挖面支护主控参数分析,揭示了考虑刀盘推力的泥水盾构隧道开挖面平衡机理,给出了刀盘推力具体表达式。运用所揭示的平衡机理,结合提出的一种盾壳外侧摩阻力估计方法,对该工程的3个重点穿越段进行了开挖面支护力计算和稳定分析。研究表明:3个重点穿越段的掘进中,刀盘推力分别占开挖面支护力的21%,24%,11%;同时考虑泥浆压力和刀盘推力的开挖面支护力,与仅考虑泥浆压力相比,在开挖面前方的轴向水土合力存在区间内占比分别由0,0和78%分别提高至78%,32%和88%,表明刀盘推力在开挖面支护中发挥了重要作用。

水平推力作用下管廊固定管架设计技术应用研究

介绍了固定管架水平推力的形成机理和常规计算方法。以某实际项目管廊固定管架为案例,探讨计算过程中的影响因素。通过分析现有管线的结构和特点,并考虑未来开车顺序、实际生产状况,综合考虑预留管线布局等因素,提出了固定管架水平推力的计算新思路。针对已有管廊固定管架水平推力不满足要求的情况,提出了合理布置管架补偿器、使用旋转补偿器、实现管道冷紧等相应措施,为相关部门进一步提高管廊固定管架结构设计提供理论支持。

空间极小推力宽范围可调推进技术研究进展

空间极小推力宽范围可调推进技术是高精度航天器重点支撑技术,其性能决定了高精度控制任务的成败.在分析了空间极小推力宽范围可调推进技术内涵的基础上,对典型的宽范围极小推力冷气推进技术、电推进技术进行了国内外研究情况分析.研究分析了空间极小推力宽范围可调推进技术中涉及到的关键技术,如极小推力模型及高精度闭环控制技术、高精度流量驱动控制技术、高精度流量测量技术、高精度极小推力测试技术.对空间极小推力宽范围可调推进技术的发展现状和发展趋势进行了总结,给出了我国空间极小推力宽范围可调推进技术的发展建议.首次全面、系统地对空间极小推力宽范围可调推进技术进行了综述、总结和展望.

基于比例谐振内模扩张状态观测器的PMLSM推力波动抑制策略

定位力是永磁同步直线电机(PMLSM)产生推力波动的主要原因,导致振动和噪声,恶化驱动系统运行性能。针对这一问题,该文提出一种基于比例谐振内模扩张状态观测器(PR-IMESO)的PMLSM推力波动抑制策略以提高系统控制精度和运行性能。首先,对PMLSM推力波动进行建模与分析,针对推力波动中占比较大的定位力分量,根据内模原理研究考虑定位力模型的内模扩张状态观测器(IMESO),并在观测器中引入谐振项以加强对二次脉动定位力的抑制。所提出抑制策略对PMLSM定位力具有良好的观测及补偿能力,还可对其余未建模的复杂动子推力波动进行抑制,具有较好的推力波动整体抑制效果。最后,在一台750 W的PMLSM实验平台上验证所提出抑制策略的有效性。

射频离子推力器研究进展

详细介绍了射频离子推力器的工作原理,以及近60年微牛级和毫牛级射频离子推力器的研究历程和成果。射频离子推进系统涉及多项关键技术难题,针对工质选取、射频电路阻抗匹配、气体流量控制、电中和控制和寿命问题提出了初步解决方案,结合射频离子推力器未来应用的需求,展望了射频离子推力器的发展趋势和研究方向。

偏心航天器有限推力姿轨耦合控制

针对偏心航天器存在大轨控推力偏心以及轨控推力大小不可调节的问题,提出一种有限推力轨道与姿态控制方案.该轨道控制方案可以同时控制多个轨道要素.轨道控制中将控制量设计为推力角,解决轨控推力大小不可调节的问题.设计姿态控制方案对轨控所期望的推力角进行跟踪,并考虑轨控推力偏心形成的大干扰力矩.针对大干扰问题对传统的渐近稳定姿态控制律进行了改进,从而利用三轴姿态的耦合关系抵消干扰力矩的影响.通过数值仿真验证了轨道姿态控制方案的有效性.

可倾瓦推力轴承惰转过程的最小膜厚预测方法

为建立可倾瓦推力轴承惰转过程中最小油膜厚度的预测方法,依据核主泵推力轴承的实际工作情况,基于雷诺方程的自编程序,分别进行热态和冷态下主、副轴瓦润滑性能参数的计算与数值模拟分析,提出可倾瓦推力轴承的最小油膜厚度的理论拟合公式,并对最小膜厚的计算值和拟合值进行对比和分析。结果表明:随着转速降低,主轴瓦的最小膜厚单调减小,副轴瓦的最小膜厚先增加后减小;主、副轴瓦最小膜厚的计算值可以和拟合值较好地对应,验证了理论拟合公式的可靠性。提出的理论拟合公式可以通过额定转速下的最小膜厚计算结果预测多种工作条件下的最小油膜厚度,为主泵惰转的安全性提供重要参考。

电磁发射用永磁同步直线电机磁场解析及推力波动优化

针对电磁发射用永磁同步直线电机的磁场解析及推力波动优化问题,建立单边发射电机磁场解析模型,利用矢量磁位及边界条件,分别对次级Halbach永磁阵列及初级六相绕组磁场进行解析,得到气隙磁场分布,进而建立单边发射电机主要结构参数与电磁推力间的函数关系。选取永磁阵列极弧系数及厚度、初级绕组宽度及厚度4个参数作为优化变量,利用遗传算法寻找设计变量的最优组合,使发射电机单边电磁推力波动最小化。分析结果表明:磁场解析结果精度较高,电磁推力计算误差满足工程分析的需要;优化后的单边发射电机平均推力提升1.21%,峰均力比下降62.688%,通过解析及仿真结果的对比验证了理论推导的正确性及优化方法的合理性。

微真空电弧推力器阴极斑点烧蚀特性数值计算研究

为了研究放电参数及阴极材料对微真空电弧推力器(μVAT)烧蚀与推力性能的影响规律,本文建立了μVAT阴极斑点烧蚀模型,完成了对推力器工作性能的数值计算研究,通过与实验数据对比验证了模型有效性。本文系统比较了几种典型阴极材料(Al,Ti,Cu)的烧蚀特性,并获得了微真空电弧推力器工作中离子电流、阴极烧蚀率、阴极斑点烧蚀半径、推力、比冲、推功比及效率等性能参数与电弧电流之间的定量关系。结果表明,工作过程中电弧电流的变化及阴极材料的选取都会对推力器的工作性能产生较为显著的影响。综合考虑各目标性能参数需求,当使用铜作为阴极材料时推力器综合性能最优。

基于偏航机动的常推力定点着陆制导方法

实现定点着陆终端位置速度六分量控制通常需要发动机推力可调。提出了一种通过偏航机动实现固定推力下的定点着陆制导方法。该方法通过偏转航向角,调节发动机输出在下降轨迹平面内的分量,从而实现航程控制;为了消除推力方向偏转产生的横向位置、速度偏差,设计了偏转角符号调整策略,使得着陆器在水平面内呈“之”字形运动,以一定推进剂为代价,最终保证了下降着陆终端位置、速度的全部可控。仿真表明,所提方法简单有效,易于工程实施。

大推力音圈电机结构优化与实验验证

针对高性能电液比例阀所需的大推力驱动器,提出了5种结构形式音圈电机,利用电磁仿真工具ANSYS Maxwell,对不同结构的音圈电机的推力和磁场分布特征进行了计算,分析铁芯半径和线圈位移对不同结构的音圈电机推力和磁场分布的影响。结果表明,5种结构中内磁式无铁芯、线圈紧贴外壳、永磁体分段设计的结构有最大推力,可达75.29 N,并通过实验得到了验证;在永磁体两侧添加导磁环以及适当分段永磁体,均能有效提升音圈电机的推力。

节流式燃/氧分离组合固体发动机推力性能调节数值研究

节流式燃/氧分离组合固体发动机将燃烧室分为富燃燃烧室和富氧燃烧室,采用富燃固体推进剂和富氧固体推进剂串联装填的形式,在两个燃烧室中间增加节流阀,通过调节节流阀开度实现推力调节。利用商业软件对节流式燃/氧分离组合固体发动机在节流阀流道半径不同时的工作状态进行模拟,研究节流式燃/氧分离组合固体发动机的工作特性,获得节流式燃/氧分离组合固体发动机燃气流动和掺混特征,揭示节流式燃/氧分离组合固体发动机推力调节机理以及节流阀流道半径对节流式燃/氧分离组合固体发动机燃烧效率的影响规律。研究发现:节流阀流道开度(即节流阀流道半径R)减小可增大发动机推力;随着节流阀开度的减小,节流阀出口燃气马赫数随之增大,而发动机燃烧效率却出现先增大后减小的规律,当节流阀出口燃气流动达到临界状态时发动机燃烧效率出现最大值。

基于冷流推力的变微过载控制方法研究

针对地面微重力环境下的变微过载控制方法,以不同冷流压力以及二次流入射位置等因素,开展了基于冷流推力的流场仿真,分析了二次射流对主流流场影响。并研制了冷流推力系统,通过测试验证了冷流推力与总压的相互关系。并通过微重力落舱开展了1s微重力环境下的变微过载试验,结果表明通过冷流流场型面设计,以及主流、二次流压力的控制可以控制作用于内舱的推力,从而改变内舱微重力环境下的微重力水平,满足在微重力环境下的变微过载控制能力。

碟簧支承高速圆瓦推力轴承性能分析及标高误差影响研究

针对立式干气密封氦气压缩机轴系用高速圆瓦推力轴承承载性能问题,建立碟形弹簧支承推力轴承的润滑性能计算模型和搅拌功耗计算公式,分析圆形瓦推力轴承随转速、载荷的性能变化规律及标高误差对轴承润滑性能和支承碟形弹簧性能的影响。研究表明:轴承搅拌功耗与摩擦功耗的比值随转速和载荷的增大分别增大和减小,最高转速下搅拌功耗是摩擦功耗的两倍以上;弹性自适应调节技术可以有效改善瓦块标高误差对轴承承载平面度的影响,但各瓦标高误差越大,各瓦润滑性能及碟形弹簧积累的变形能差异也越大。因此,对于高速立式转子系统,推力轴承设计必须考虑搅拌功耗对轴承温升的影响,同时需要进一步研究标高误差对转子高速稳定性的影响。