飞轮姿控小卫星模糊控制方法研究

对三轴稳定飞轮姿控小卫星的模糊控制方法进行了研究。不考虑解耦运算,基于模糊控制,以姿态角偏差及偏差变化率为输入,飞轮转动角加速度为输出,在每个通道分别加入模糊控制器,实现了对小卫星滚转、俯仰和偏航通道耦合系统的有效控制。仿真结果表明:该法对干扰抑制明显、对结构参数变化不敏感,响应过程有良好的快速性和较高的稳态精度(可达1×10-4rad),可避免传统方法中对动力学方程的直接解耦操作,应用时可将模糊控制规则转化为控制表储存在星载计算机,简单高效。

排气液化发动机高速液化装置研究

为简化涡轮排气液化发动机蒸汽液化装置的结构、缩小体积，提出了基于超声速汽液两相流升压原理的水蒸气液化方案，建立了考虑多因素的数学方程式，讨论了水蒸气喷嘴段结构参数、混合室参数、扩压段参数和混合室阻力等对升压能力的影响。计算结果表明：收敛-扩张式升压液化装置的升压系数大于3。

涡轮排气液化循环发动机的能量分析

对涡轮排气液化循环发动机液化水的处置进行了研究。通过热力学分析获得了发动机性能的理论解,并利用热力计算进行验证。分析表明液态水直接排出发动机将导致约2%的比冲损失。分析了发动机各环节的能量传递,获得了燃烧室中心燃烧区焓增的理论表达式,可作为燃烧室性能的详细分析的基础。

超声速气液两相流液化升压装置研究

基于超声速气液两相流升压原理的水蒸气液化升压装置具有液化迅速、出口压力高的特点，但是两相流升压的物理过程十分复杂，目前分析模型中考虑的参数较少，对细节刻画不够全面。针对这一问题，文章建立了两相流分析模型，考虑了液滴与水蒸气的传热、传质过程，分析了冷却水温度、引射比、混合室收缩比、过冷度和速度滑移比对性能的影响；得到了激波前的压力、干度、空泡份额与引射比的关系，以及凝结激波前后的温度和压力与引射比的关系。计算结果表明：为提高系统性能，需要尽可能地提高液体的雾化程度，降低冷却水的温度，同时将引射比控制在6～8附近；如果设计合理，装置的升压系数可达3倍以上。

排气液化循环发动机推力室性能计算研究

用双流管方法分析了液膜对排气液化循环发动机推力室性能的影响。推导了发动机壁面的修正方法,给出了主燃烧区参数、边区流管参数与壁面修正、中心流管性能与双流管性能的计算模型。研究结果表明:液膜冷却会导致少量的性能损失;与常规一维流动不同,双流管的壁面修正不可忽略。

基于超声速汽液两相流液化装置的排气液化循环方案

构造了基于超声速汽液两相流液化装置的涡轮排气液化循环发动机系统方案,对性能进行了分析、计算。结果表明:该方案可将燃烧室压力提高至35 MPa,氢主涡轮泵出口压力降低40.4%,燃气发生器室压降低38%,发动机比冲提高50.9 m/s,同时水液膜可发挥较好的热防护作用,系统冷却安全、可靠。

电磁编队飞行与电磁交会对接关键技术及进展

随着微小卫星技术、在轨服务技术和空间对抗技术的发展,航天器编队飞行与自主交会对接成为当前航天领域新的研究热点。现有基于推力器的航天器编队飞行与交会对接控制存在着推进剂消耗、羽流污染等问题,用电磁力/力矩实现航天器编队飞行与交会对接控制具有显著优势与特点,应用前景广阔。概要介绍了电磁编队飞行与电磁交会对接的技术特点,系统论述了因电磁系统引入而涉及的几项关键技术及其研究进展,最后对电磁编队飞行与电磁交会对接技术发展及其应用进行了展望。