比例式变推力固体姿控发动机非稳态特性研究

为了研究比例式变推力固体姿控发动机的内流场非稳态特性,建立了比例针栓推力器的二维轴对称计算模型,基于动网格技术模拟入口压强随喉部面积变化而变化的推力器工作模式,得到了内流场各性能参数的变化规律。结果表明:在非稳态工作过程中,内流场会出现典型的亚音速回流区、斜激波和流动分离等特征,入口压强、针栓壁面及喷管壁面压强均随针栓靠近喉部而增大,推力器推力逐渐上升,实现了推力连续调节。开关频率会加剧针栓前进过程中头部压强波动。针栓头部收敛角越大,其头部回流区越小。当喉部面积一定时,燃速压强指数越高,发动机压强与推力变化范围越大,为实现预设的推力调节范围,需要选择合适的燃速压强指数。

姿控飞轮轴承供油器设计与精准供油分析

姿控飞轮转子系统是飞行器飞行姿态的重要控制部件,对轴承精准润滑与供油可靠性提出了严格要求。基于固体间隙密封的反向设计原理,本文设计了一种依靠离心力自动调节轴承供油率的微型供油器,充分利用两个轴承之间的狭小空间,结构简单且可靠性高。首先建立了供油速率的流固耦合理论分析模型,得到了供油速率的半解析解,研究了供油器过盈接触面的几何参数等对供油速率的影响规律,发现供油器的供油速率与供油量可以通过优化过盈配合界面的几何尺寸、表面粗糙度和过盈配合压力等来实现精确控制,供油速率与过盈接触界面名义间隙的立方和周向长度成正比,与润滑油粘度和接触面轴向宽度成反比。供油率与轴承转速的平方成正比,使得轴承在高速运转时可以自动得到足够的润滑油。此技术可以应用于航天航空器的精密姿控飞轮系统以及其他各类精密轴承转子系统的供油设计。

一种多星分离的姿控联合仿真方法

现阶段仅依据多体动力学,难以准确分析和评估多星分离时含调姿过程的近远场分离过程。因此针对一箭多星任务的分离安全性设计需求,提出了一种姿控联合仿真方法,实现了近远场分离的实时调姿仿真。计算结果表明,该方法与专业弹道软件相比,计算误差不超过5%。同时为了进一步研究结构参数、动力学参数和调姿算法等变量对分离方案的影响,结合拉丁超立方采样和蒙特卡罗打靶法,优化了采样空间,从而可以快速分析变量偏差、采样方式对不同分离工况的影响,进而准确判定分离方案的安全性。该方法实现了参数的自动化设置,可有效提高仿真效率,能为一箭多星发射任务的快速论证及分离安全性设计需求提供有力支撑。

轨姿控发动机振动试验夹具结构拓扑优化

针对轨姿控发动机部分振动试验夹具存在质量偏大、频率特性差等问题,采取拓扑优化的方法对典型试验夹具进行了结构设计改进。基于Optistruct的拓扑优化模块,讨论了动力学拓扑优化模型及多目标优化的实现策略,介绍了离散度参数及最小成员尺寸等优化控制参数的设置。通过对推力装置块状试验夹具的拓扑优化,研究了优化目标及控制参数对优化结果的影响。优化后夹具频率特性满足试验要求,减速效果明显。通过实物振动试验,验证了正弦振动和随机振动试验条件下夹具控制响应平稳,满足试验容差要求。最后,通过对某型轨姿控发动机整机锥状试验夹具的结构设计改进,进一步拓展应用了拓扑优化方法。仿真结果表明,优化后夹具的模态频率和动态响应特性显著改善,为后续发动机振动试验夹具设计提供借鉴。

液氧/甲烷轨姿控推进系统集成演示试验

为验证液氧/甲烷轨姿控一体化推进系统涉及的主要关键技术和安全操作流程,上海空间推进研究所研制了国内首款氦气恒压挤压式液氧甲烷推进系统演示样机。历时3年,演示样机于2021年底顺利完成多轮次地面热试车考核,系统运行平稳,轨/姿控发动机工作协调、产品状态良好。介绍了演示样机的设计方案、研制历程和集成演示试验结果,以及轨/姿控发动机的设计与试验情况。液氧甲烷推进系统累计完成48次/约6000 s系统冷/热态试验考核,配套的5 kN轨控发动机累计完成点火工作40次/1860 s,配套的150 N/25 N姿控发动机累计完成稳态工作1690 s/脉冲点火约1250次。演示样机热试车的成功,标志着我国液氧甲烷空间推进系统实现了从“0”到“1”的突破,为后续型号工程应用奠定了基础,也为我国液体空间动力的升级换代和可持续发展提供了有力支撑。

小幅值姿控力测试系统热可靠性研究

随着飞行器轨道控制技术的不断提升,对姿控力测试系统测试精度的要求也越来越高。飞行器在高空、低压状态下实现准确控制通常需要以其姿/轨控制系统在地面试验中的关键性能参数为依据。针对高频动态姿控力的测量特点,以压电传感器为核心测试元件,提出了一种4支点高刚度压电传感器布置形式,开发了一种适用于高频动态姿控力的推力矢量测量装置。为探究姿控发动机在测试时产生的高温对测试系统测试精度产生的影响,采用ANSYS有限元软件建立了压电测力仪的多物理场耦合仿真模型,求解了压电测力仪内部传感器的最高温度为38.73℃,最大变形量为0.08 mm。设计了测力仪的温度加载实验,通过实验得到测力仪在加温空载下最大输出不到0.5 N,最大输出误差不到0.1%,实验结果验证了测力仪具有良好的热可靠性。

基于查表法的姿控喷管故障诊断

针对航天飞行器姿控喷管故障的诊断问题,考虑姿控喷管开关组合与飞行器姿控力矩的关系,提出了姿控喷管故障诊断的查表法及其改进查表方法两种查表法诊断喷管故障,经仿真验证,所提方法能够快速诊断故障和确定故障位置及形式,且准确率高,并具有较好的工程应用价值。

长征四号系列火箭姿控发动机研制历程及发展方向

长征四号系列火箭姿控发动机作为火箭动力系统的重要组成部分,有力地支撑了型号任务的发射。本文介绍了长征四号系列火箭姿控发动机的研制历程,对姿控发动机的研制现状进行了总结,对HAN基无毒推进技术进行了分析,提出了姿控发动机的发展方向。

一种姿控动力系统氧化剂管路的热控仿真分析

该文以某型液体姿控动力系统氧化剂管路为研究对象,通过ANSYS Workbench中的Transient Thermal模块对管路内氧化剂温度进行瞬态传热仿真分析,研究不同管径、包覆不同厚度的低温多层隔热组件时管路内氧化剂温度变化情况,并判断管路填充氧化剂后在执行飞行任务发射前是否存在结冰风险。仿真结果表明,ø6mm管路包覆15单元低温多层隔热组件比包覆5单元低温多层隔热组件状态氧化剂中心温度高12.76%;ø14mm管路包覆15单元低温多层隔热组件状态比包覆5单元低温多层隔热组件状态氧化剂中心温度高59.25%;当ø6mm管路500s时氧化剂外壁面温度-12.573℃,高于氧化剂冰点温度,不存在结冰风险。

商业航天中液体姿控动力系统发展探讨

本文针对商业航天市场发展趋势及需求,对液体姿控动力系统的后续发展从系统构架、设计流程、研制思路等方面进行了探讨,提出了基于模块化的产品设计流程及基于关联性影响分析的研制流程。通过对商业航天技术发展变化的预测,提出了姿控动力系统在系列化、推进剂相关技术、变推力技术以及新工艺新材料等方面的具体发展技术需求,对后续液体姿控动力系统专业方向的发展具有一定的参考意义。

储能/姿控一体化飞轮能耗试验研究

给出了储能/姿控一体化飞轮在高速运转下能量损耗测试原理及方法,建立了飞轮能耗试验系统,进行了能耗试验,分析了飞轮能耗的组成及其影响因素,在试验的基础上,给出了降低飞轮系统能耗的方法。飞轮能耗包括机械损耗、风阻损耗及电损耗,其中比重最大的部分为轴承摩擦导致的机械损耗。提高真空度可以有效降低风阻损耗及电损耗,但机械损耗不受影响,机械损耗随转速升高而增大。在10 000 r/min以下飞轮能耗较低,飞轮具有较好的性能,当转速高于10 000 r/min后机械损耗急剧上升,需要采用磁轴承支撑来降低机械损耗。

姿控飞轮控制系统设计及转速过零分析

为了缩短姿控飞轮控制系统的设计周期和快速验证设计方案的可行性及有效性,在分析姿控飞轮电机本体数学模型的基础上,结合该姿控飞轮控制系统所采用的加速控制、制动控制、换相控制,建立了姿控飞轮控制系统模型。针对姿控飞轮的共性问题:飞轮过零响应问题,以速度模式下的指令响应为例分析了调压调速控制方式与调压调速结合反接制动方式下的飞轮速度、电流、端电压以及力矩响应。分析结果表明:在0.025 Hz的速度指令下,调压调速结合反接制动方式具有更好的过零响应。

嫦娥三号探测器连续姿控的轨道动力学模型补偿及实现

针对嫦娥三号探测器的连续姿控喷气对飞行轨道产生的扰动影响,在精密定轨中建立了经验力补偿模型,并使用最小二乘估计算法计算经验力模型参数与探测器轨道。通过重叠弧段轨道精度评估法对该模型补偿效果进行了验证,结果显示,定轨预报的星历误差以及拟合残差均有所改善,特别是环月轨道的定轨精度由百米量级提高到十米量级。

卫星姿控发动机喷管羽流撞击效应试验

在高超声速低密度风洞中试验研究了卫星姿控发动机喷管羽流对平板模型的撞击效应,包括气动力和气动热效应。试验气体为加热的氮气。对两个卫星姿态控制发动机喷管的十种实验状态进行了测量。测出了平行于喷管轴线的平板模型上的压力分布和温度变化及处于喷管上方后流区的挡板的温度变化,给出了平板模型上的气动力和气动热分布规律,并判断是否形成后流区。测量结果表明,试验结果可靠,具有工程应用价值,能为姿控发动机在卫星上的布局提供参考。

姿控飞轮变结构变速积分控制的实现

为了兼顾飞轮控制系统的响应速度和稳态精度,在分析常值切换变结构控制和变速积分控制特性的基础上,将具有开关特性,响应快,但存在抖振缺点的常值切换变结构控制与能改变积分项的累加速度,使其与偏差大小相对应,稳态精度高的变速积分控制相结合,利用变速积分控制稳态精度高的优点弥补常值切换控制的开关特性带来的缺点,提出了变结构变速积分控制。根据飞轮的本体模型和运动方程建立了控制模型,分析了控制模型的性能,进行了转速跟踪实验。实验结果显示:变结构变速积分控制使系统的动态性能和稳态性能都得到很大提高。控制指令为偏移量1000r/min,幅值100r/min,周期0.01Hz正弦信号时,跟踪误差为2r/min。结果表明,提出的方法抑制了超出切换带范围的超调量,提高了进入切换带内的稳态精度,防止了抖振,基本达到了加快响应速度和提高稳态精度的要求。

卫星姿控发动机混合物羽流场分区耦合计算研究

研究求解喷管内流场N-S方程数值计算方法,发展基于N-S方程物面边界滑移流理论计算技术。提出求解羽流核心区轴对称DSMC模拟方法与远场三维DSMC仿真方案,发展多组元混合物羽流DSMC仿真方法。研究求解卫星姿控发动机内外近场、远场、倒流区和物面相互作用影响区多流域流场分区耦合计算技术,建立了一套用于求解混合物燃气羽流及对太阳电池帆板与卫星体表面撞击污染影响数值模拟方法。通过对分别安装于某在轨卫星不同位置两个典型姿控发动机燃气五组元混合物羽流计算研究及相关结果对比分析,证实本文数值方法可靠性。

姿控发动机试验热流参数测量系统设计

针对姿控发动机试验热流参数测试需求,在分析热流测量机理的基础上,提出了一种基于DT800的高性价比热流参数测试方案。着重论述了系统组成及工作原理、热流传感器安装工艺、数据记录仪选型、软件设计方法、数据处理方法、系统校准方法及系统调试工作。经多次试车验证:系统操作简便,性能稳定,测量数据完整可靠。

动能拦截弹姿控发动机组合点火算法研究

为了提高拦截弹的拦截精度,通常要在弹体上引入侧喷直接力姿控系统。对于由小型固体脉冲式发动机阵列构成的该系统,必须解决多发动机组合点火问题。根据组合点火问题的特点,将动能拦截弹姿控发动机组合点火算法问题转化为用0-1规划模型处理的数学问题。鉴于常规的求解0-1规划问题算法的复杂度均比较大,无法满足高超声速动能拦截弹对响应时间的要求。而贪心算法具有时间复杂度小、求解结果比较合理等特点,故采用了贪心算法对该问题进行了快速近似求解。仿真实例结果表明由贪心算法实现的点火策略计算时间稳定在1-0 5S数量级上,且所得到的解与理论值相比误差不超过3.7%,完全满足高超声速动能拦截弹的要求。

微小卫星用陶瓷轴承脂润滑姿控飞轮的性能试验

为解决微小卫星姿态控制执行元件—姿控飞轮的轻量化、高效支撑及润滑问题,提出了应用脂润滑陶瓷轴承为微小卫星姿控飞轮提供支撑和润滑的方法。试验研究了陶瓷轴承脂润滑姿控飞轮的启动、摩擦功耗、温度特性、抗振动性能及寿命特性,试验结果显示:与同型号钢制球轴承相比,陶瓷球轴承在静态摩擦力矩及功耗方面性能更优良,可以有效减小姿控飞轮的启动电流和摩擦功耗。陶瓷轴承脂润滑姿控飞轮在-30～50℃具有良好的启动性能,低于卫星最低工作温度20℃时仍能保持良好的启动特性,无冷焊问题,完全满足卫星发射时抵抗振动的要求。振动试验后的姿控飞轮在4年的地面真空试验中功耗电流变化率在有真空度和温度变化的影响下小于1%,验证了陶瓷轴承脂润滑姿控飞轮使用寿命优于4年,满足国内微小卫星对姿控飞轮轻量化和使用寿命的要求。

姿控发动机高空羽流流场干扰效应的DSMC方法研究

在研究权函数设置及热力学非平衡模型的基础上,将DSMC方法应用于求解三维问题,数值模拟了轴线平行的两姿控发动机喷流干扰形成的高空羽流流场。结果表明,过渡区流场中存在显著的干扰效应,采用将单个流场物理量简单相加的方法是不合适的。