基于NSGA-Ⅱ算法的ATR发动机PI控制器多目标优化方法研究

为了使空气涡轮火箭发动机(ATR)从慢车快速、稳定和准确地加速到最大状态,以ATR发动机燃气发生器流量和尾喷管喉部面积为控制变量,采用快速非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ算法)建立了发动机控制器参数多目标优化方法。将超调量、稳态误差、上升时间及误差积分值四个指标以加权的形式作为目标函数,引入执行机构超调惩罚机制,建立了PI控制器参数Pareto最优解集,完成了ATR发动机从慢车加速到最大状态的动态过程仿真。结果表明,将双回路多个控制性能指标以加权的形式组合作为目标函数,可以获得均匀分布的Pareto前沿;联合应用多目标优化方法和基于熵权法的优劣解距离法(TOPSIS),能够在双回路耦合下获得满足设计要求的ATR发动机动态特性,极大地缩短了人工整定控制器参数的时间;在加速过程中,多目标优化方法将涡轮膨胀比上升时间作为目标函数之一,与尾喷管面积开环控制动态过程相比,可以使涡轮膨胀比更早到达目标值,共同工作线远离喘振边界。

喷注混合下冲压式爆震发动机起爆与传播模拟研究

针对吸气式冲压爆震发动机的喷注混合、火焰加速、爆燃转爆震(DDT)、爆震传播等多物理过程,利用高分辨率数值模拟对其进行了详细研究。采用求解自适应网格加密方法下的Navier-Stokes方程,并考虑详细的11组分27步氢空气化学反应机理,得到了在亚声速来流与喷注混合条件下的完整冲压式爆震发动机工作过程。为了快速实现DDT,光滑管中采用了多组横向对喷射流。结果表明:在考虑来流与喷注混合条件下,混合气的当量比分布极其不均匀;多组横向空气射流障碍物提高了混合物均匀性,同时促进了DDT的发生;在燃烧产物膨胀过程中,发现二次膨胀现象;在尾气膨胀与大气环境相互作用下,流场出现流动不稳定结构。此外,混合与吹除过程占据冲压式爆震发动机的大部分工作时间。

硼基粉末燃料冲压发动机掺混燃烧特性研究

针对硼基粉末燃料冲压发动机超声速燃烧组织难题,建立气-固两相掺混燃烧方法,开展典型工况(26 km,Ma=6.0)的数值仿真研究,得到了发动机燃烧室内的流动燃烧特性,仿真分析了粉末燃料喷注速度、燃料颗粒粒径以及凹腔结构对燃烧室内气-固两相掺混燃烧情况的影响。结果表明:粉末燃料点火温度是影响燃料掺混燃烧效率的关键因素,当粉末喷注于气相燃烧高温区时,可显著提高燃烧效率;合理的喷注速度有利于增强颗粒与燃气和来流的掺混程度,使得颗粒燃烧更充分;当颗粒粒径从5μm提高至20μm时,射流穿透深度显著增加,粒径5μm时粉末燃烧效率最高,随着粒径增大颗粒点火的难度提高,不利于燃料充分燃烧释热;凹腔结构形成的回流区可以形成较好的点火区域,对于粉末燃料及富燃燃气和超声速来流的掺混起到较好的增益效果,有利于提高燃烧效率。

三参数威布尔分布的参数估计及置信限计算方法

针对三参数威布尔分布参数估计及置信限计算精度较低问题,提出了相关-回归法的参数估计及置信限计算方法。所提方法充分利用了相关系数法(简称“傅氏法”)对三参数威布尔分布参数估计的便捷性,以及非线性回归法的优良估计效果,将傅氏法和非线性回归法二者优势相结合。为验证其有效性,将相关-回归法应用于某合金强度值数据三参数威布尔分布的参数估计及置信限计算,并将不同样本量情况下的计算结果与傅氏法、极大似然估计与经验公式相结合的方法(简称“MMPDS法”)进行比较。结果表明,相关-回归法具有较高的参数估计和置信限计算精度,当样本量小于100时优势更为显著,能够准确计算威布尔分布的参数及置信限。

发动机试验动态数据处理方法综述

发动机试验动态数据通常包含关键部位振动、脉动压力等重要信息,是评判发动机性能、零部件特性和优化设计的重要参考指标。总结了快速傅里叶变换、小波分析、小波包分析、Hilbert-Huang变换等几种适用于动态数据处理方法的优缺点,分别介绍了上述几种方法以及多种方法相结合后在动态数据分析和处理方面的应用。

多星批量发射部署技术特点及发展趋势

多星批量发射部署技术具有低成本、高效率的特点,是低轨大型星座建设部署不可或缺的技术。本文对多星批量发射部署技术发展历程进行了回顾、对应用现状进行了综述,重点分析了侧挂式和堆叠式多星批量发射部署技术的技术特点和应用特点,总结分析了发射构型规范化、运载接口通用化、卫星设计系列化、解锁分离简洁化、运行管理自主化等5项关键技术和发展趋势,为多星批量发射部署技术后续研究和应用提供参考和支撑。

火箭液体末子级精准钝化排放设计及飞行验证

火箭末子级搭载留轨应用系统是实现火箭末子级二次利用的重要手段,是空间资源利用的创新途径之一。为满足留轨应用系统在较小控制能力下具备快速在轨稳定应用的能力,本文围绕推进剂钝化排放机理开展仿真研究,设计了火箭末子级精准钝化排放飞行程序,改进了排放管路布局,从而降低留轨应用系统在自主控制前火箭的排放干扰,提供相对稳定的初始姿态条件。飞行试验结果表明:火箭末子级可为留轨应用系统俯仰、偏航、滚转通道提供0.4(°)/s以内的稳定姿态,优于留轨系统单轴1(°)/s的设计要求;排放程序设计合理、正确,排放管路改进有效,满足末子级钝化的要求。

火箭垂直回收中发动机布局与喷流壁面效应影响研究

针对重复使用火箭垂直着陆过程的喷流流场问题开展研究,利用计算流体力学(Computational Fluid Dynamics, CFD)方法研究了壁面效应和发动机布局对超声速喷流的影响。研究表明,着陆距离(L)在2.24D~11.2D(D为喷管出口的直径)的范围内,地面效应对喷管出口中心处的温度分布影响较小;在当前计算条件下,当L<2.24D时,超声速喷流撞击地面会形成强烈的激波,随着离地高度的降低,该激波位置往喉部方向移动,由于壁面效应,喷管内部形成斜激波,导致中心喷管壁面处的温度升高;中心喷管相对外侧喷管往外突出增大了壁面流动速度,导致外侧喷管出口的温度降低;研究还表明子级火箭底部端面的喷管数量增加后,会导致喷管的温度升高。研究结果将为火箭发射及回收方案选取提供参考。

脉冲固体火箭发动机软质隔层大变形特性研究

针对双脉冲固体火箭发动机隔离装置软制隔层,提出一种新型削弱槽结构,设计了模拟发动机软制隔层变形胀大实验装置。通过数值模拟研究了模拟发动机的充气过程以及隔层的变形胀大过程,利用单轴拉伸实验数据,结合最小二乘法,获得了EPDM隔层二阶Mooney-Rivlin本构模型参数,分析了实验装置充气过程中的内流场特性和隔层变形胀大特性,并与实验结果进行了对比。研究结果表明,充气过程中实验空腔内会形成多个涡流,隔层表面中心处的压力高于外围区域;随着时间推移,中心处涡流区域逐渐增长,而靠近充气入口处的涡流则逐渐消失,隔层表面的压力差也逐渐减小;随着压力载荷的持续增加,隔层逐渐由类半椭球形状变为一个类半圆球形状,仿真结果与实验结果吻合较好,验证了计算方法的可行性和准确性;隔层沿着预制削弱槽破裂,打开后的隔层无任何碎片,表明提出的隔层削弱槽结构满足设计要求,研究结果可为脉冲发动机隔层设计提供技术支撑。

类火星环境中火箭起降过程喷流影响研究

采用尺度自适应模拟(Scale Adaptive Simulation,SAS)方法对火箭在起降过程中喷流的地面效应进行了数值研究,对比分析了在海平面和类火星环境下的喷流冲击倾斜地面和水平地面时的流场结构以及喷管的侧向载荷。在海平面环境下,喷管内部出现流动分离,喷管内壁压力先减小,在分离点处压力达到最低点,然后压力增加至环境压力。喷流冲击倾斜地面时具有更强烈的流动不稳定性,喷流出现明显的时间演化现象。在类火星环境下,喷管内部不发生流动分离,内壁的压力沿着流向逐渐减小。喷流冲击倾斜地面时,在喷管出口的外侧形成了上下移动的马赫盘;喷流冲击水平地面时,喷流和地面反弹气流相互作用,阻碍了马赫盘的形成。研究结果还表明在类火星环境和海平面环境下,喷流冲击倾斜地面时喷管内壁温度均上升。研究结果将为火箭回收和火星着陆的方案选取提供参考。

一种空间机器人用复杂末端执行装置的可靠性验证方法

对空间机器人用末端执行装置的功能展开分析,确定表征产品功能的可靠性特征参数和分布类型,提出一种可靠性试验验证方法。结合空间站机械臂末端执行器给出具体应用验证,包括产品分析、可靠性模型的建立、特征量和分布类型的确定、样本量的选取和故障判据等内容,为其他复杂空间产品的可靠性验证提供思路。该验证方法基于计量型可靠性试验的基本思路,通过极小的样本量完成产品的可靠性验证,大幅缩减研制经费,降低科研成本。

火箭基组合循环(RBCC)推进系统概念设计模型

简述了火箭基组合循环 (RBCC)推进系统及相应概念设计模型的发展与不足 ,并应用准一维流动理论及化学反应动力学理论建立了RBCC一维性能预估数学模型。该模型耦合了有限化学反应速率模型 ,考虑了包括变几何截面积、引射流动、燃料喷注、混合、燃烧及摩擦损失等多种影响流动的因素 ,并采用变步长半隐式多步龙格 库塔方法进行了数值求解。

固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的建模及特征研究

建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。基于涡轮压气机功率平衡条件、静压相等的掺混条件和尾喷管流量匹配条件,建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的非设计状态数学模型。

火箭基组合推进研究现状与前景

对国内外火箭基组合推进系统(RBCC)的研究动态和进展情况进行了总结,阐述了不同时期火箭基组合推进研究计划的重点和所取得的研究成果。分析了火箭基组合推进系统涉及的多项关键技术及其研究进展。论述了火箭基组合推进在两级入轨可重复使用天地往返系统、临近空间及空天飞行器和单级入轨方面的应用前景,并对国内这方面的研究提出了建议。

双基推进剂高应变率型本构模型的实验研究

为研究双基推进剂在准静态和高应变率下的压缩力学行为,利用万能材料试验机和分离式Hopkinson压杆(SHPB),对双基推进剂材料进行了单轴压缩实验,得到材料在10-4～103s-1应变率下的应力-应变曲线。实验结果表明,双基推进剂是应变率敏感材料,屈服应力和初始弹性模量的对数与应变率的对数近似呈线性关系,且表现出韧脆转化现象。利用朱-王-唐非线性粘弹性本构关系,采用最小二乘法拟合了本构材料参数。研究表明,朱-王-唐本构模型能较好地描述双基推进剂在不同应变率条件下的力学行为。

二次燃烧对燃气弹射载荷和内弹道影响数值研究

为了研究二次燃烧对燃气弹射载荷和内弹道的影响,采用有限速率/涡耗散模型模拟初容室内燃气射流与空气的二次燃烧过程,运用域动分层网格更新方法,对导弹尾罩运动区域进行更新。在与实验对比验证的基础上,数值研究了二次燃烧对初容室流场、载荷和内弹道的影响。结果表明,文中建立的数值方法是可靠的,能够有效地捕捉二次燃烧过程中出现的初始压强峰值;富燃燃气与空气发生的二次燃烧使流场温度、压力和载荷高于无二次燃烧流场,而且使导弹出筒时间提前。研究结果可为燃气射流内弹道和结构设计提供理论基础。

火箭冲压组合发动机燃烧的若干基础问题研究

火箭冲压组合发动机包含多个工作模态,不同模态灵活组合的优势使其具有宽速域和广空域的工作特点,兼具加速和巡航的优点。火箭冲压组合发动机燃烧室中存在着亚声速、跨声速和超声速共存的流动结构,具有流动速度高、混合时间短、反应强度大、燃烧空间受限和波系结构复杂等特点。围绕火箭射流的强剪切性、燃烧模式的多样性和燃烧过程的动态性,分析了火箭冲压组合发动机的流动与燃烧特征,总结了面向发动机的高速湍流燃烧研究进展,研究了火箭冲压组合发动机中超声速反应混合层的生长特性、燃烧模式与空间释热分布和动态燃烧特性等问题。通过对碳氢燃料详细化学动力学机理的简化、校验,获得了分别适合于工程计算和细致燃烧机理研究的总包反应与框架机理。从火箭射流主导的反应混合层生长模型,宽范围、变来流工作中流动燃烧过程的不确定性和碳氢燃料动力学的简化与加速算法研究出发,提出了火箭冲压组合发动机基础研究中需要突破的问题,为认识发动机中多尺度燃烧机理、优化多模态燃烧组织提供参考。

固体火箭冲压发动机设计技术问题分析

总结了自1965年以来固体火箭冲压发动机研制技术的总体发展特征和趋势,结合当前新一代战术导弹提出的大空域、宽Ma数和大机动性等越来越高的设计需求,从冲压发动机热力循环技术本质要求出发,分析了当前工程上普遍采用的固定几何进气道、固定几何喷管、燃烧室共用、无喷管助推器和变流量燃气发生器等5项主体设计技术固有的技术缺陷、不足和局限性,明确指出现行的折中设计思想是产生问题的根源,提出未来应遵循"开源节流"设计思想,优先突破喷管调节技术,积极开发进气道调节技术,努力提高现有燃气发生器变流量调节技术水平,切实完善固体火箭冲压发动机热力循环,以促其成功应用。

一种流量可调燃气发生器压强控制算法的研究

分析了流量可调燃气发生器的工作原理,建立了流量可调燃气发生器的稳态与动态模型,得出了燃气发生器动态时的压强传递函数,并分析了系统时间常数,增益的影响因素,表明燃气发生器动态模型为变参数系统。基于分析结果,设计一种前馈自适应PID控制器,有效地克服了系统参数变化对控制带来的影响,提高了系统的响应速度与控制精度。仿真表明,相对于传统的PID控制算法,前馈自适应PID控制具有良好的动态性与鲁棒性。

高固含量改性双基推进剂的烤燃试验研究

采用非限定烤燃试验,测定了高固含量改性双基推进剂药柱的热爆炸临界温度,讨论了固含量与临界温度的关系及临界温度的尺度效应;通过高压热分解研究,获得了高固体含量推进剂热分解反应非等温动力学参数,探讨了固含量对临界温度的影响机理。结果表明,固含量由0%增加至50%,热爆炸临界温度由134.5℃上升到156.1℃,3 MPa压力下第一热分解峰温由201.8℃上升到206.2℃(β=10℃/min),表明热稳定性增加;长径比为1的GLX-4药柱临界温度与直径的对数呈线性关系。此外,随着固含量升高,热分解活化能由161.0 k J/mol升高到181.9 k J/mol,揭示了烤燃试验热获得的爆炸临界温度升高这一现象的高压热分解动力学理论依据。