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大推力液氧煤油补燃发动机分级起动仿真分析

航空动力学报 2024年第08期 161-169页

作者：张睿文李斌王丹张晓光中国航天科技集团有限公司西安航天动力研究所中国航天科技集团有限公司航天推进技术研究院

分级起动是提高大推力液氧煤油补燃发动机起动品质和发射可靠性的重要措施。通过系统动力学仿真，分析了发动机分级起动特性。采用Modelica语言开发了通用模块化液体动力系统动态特性仿真模型库（Tulips）。基于模型库，自底向上逐层构... 详细信息

分级起动是提高大推力液氧煤油补燃发动机起动品质和发射可靠性的重要措施。通过系统动力学仿真，分析了发动机分级起动特性。采用Modelica语言开发了通用模块化液体动力系统动态特性仿真模型库（Tulips）。基于模型库，自底向上逐层构建和验证了发动机系统仿真模型。仿真结果表明：初级工况设置在推力高于额定值40%时起动品质较好；初级工况越低，进入初级工况的延迟时间越长；初级工况较低时，提前推力室点火和燃料节流阀转级时刻，有利于提高起动品质；涡轮泵转动惯量较大时，进入初级工况更平稳。

关键词：补燃发动机分级起动系统动态仿真模型库初级工况

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火箭发动机增压系统关键换热参数辨识

航空动力学报 2024年第4期39卷 224-233页

作者：张效溥李志敏徐鹏里李春晓王振剑中国航天科技集团有限公司上海宇航系统工程研究所上海201109

针对火箭增压系统设计过程中关键换热参数难以确定的问题,提出1种基于混沌自适应粒子群算法(ACPSO)的增压系统换热参数辨识方法。建立了考虑换热模型的液体火箭增压系统非线性数学模型,通过灵敏度分析筛选出待识别参数,采用含有早熟抑... 详细信息

针对火箭增压系统设计过程中关键换热参数难以确定的问题,提出1种基于混沌自适应粒子群算法(ACPSO)的增压系统换热参数辨识方法。建立了考虑换热模型的液体火箭增压系统非线性数学模型,通过灵敏度分析筛选出待识别参数,采用含有早熟抑制和惯性权重自适应调节策略的粒子群方法对选定参量进行辨识,对引入了权重衰减机制的方均根目标函数进行优化。结果表明:辨识后的仿真曲线与实测曲线具有良好的一致性,氧箱增压电磁阀打开时间仿真值与实测值偏差低于3%,气瓶1次飞行结束温度仿真值与实测值仅相差2.4 K。将辨识结果应用于某相似的新研型号,气瓶设计容积和质量相比绝热假设的设计方案降低了32 L和11.6 kg,有效减少了由设计过度冗余造成的额外试验和设计迭代成本。

关键词：系统工程传热粒子群算法参数辨识火箭增压系统

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基于双惯导协同的误差参数估计与融合算法

中国惯性技术学报 2024年第4期32卷 319-325,335页

作者：贾继超祁帅夏家和寇得民刘鑫航天科技集团九院16所西安710100 西安飞行自动控制研究所西安710065

针对无外界参考信息的双惯导系统长期使用后系统参数发生变化导致导航精度降低,且系统间缺少信息融合的问题,提出了一种同等精度双惯导协同误差估计与信息融合算法。首先以两套旋转式惯导间相对速度误差与位置误差作为观测量,建立包含... 详细信息

针对无外界参考信息的双惯导系统长期使用后系统参数发生变化导致导航精度降低,且系统间缺少信息融合的问题,提出了一种同等精度双惯导协同误差估计与信息融合算法。首先以两套旋转式惯导间相对速度误差与位置误差作为观测量,建立包含陀螺和加速度计零偏的导航误差模型。然后分析了不同转序下各状态量的可观测性,采用Kalman滤波对各参数进行有效估计,估计完成后对双惯导系统进行误差补偿及信息融合。仿真结果表明,所提算法对陀螺零偏估计精度优于0.002(°)/h,加速度计零偏估计精度优于4μg,在抑制误差发散的同时,提高了旋转式惯导导航精度。

关键词：双惯导系统旋转调制误差估计数据融合

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多状态微腔光频梳的自启动和集成方法

激光与光电子学进展 2024年

作者：赵苏怡杨宏志陈思飞易睿智张子越谢阳付中原肖林中国航天科技创新研究院

作为一种小型化、高重复频率的梳状激光源，微腔光频梳是空间高速通信、高精度时频传递和精密测量的核心器件之一。但目前微腔光频梳存在调控系统复杂难以集成、光梳状态确定性产生不易控制等难题。本文提出了基于正向-反向频率调谐原... 详细信息

作为一种小型化、高重复频率的梳状激光源，微腔光频梳是空间高速通信、高精度时频传递和精密测量的核心器件之一。但目前微腔光频梳存在调控系统复杂难以集成、光梳状态确定性产生不易控制等难题。本文提出了基于正向-反向频率调谐原理的集成微腔光频梳自启动方法，通过高速采集微腔光频梳传输谱，实时反馈控制泵浦光频率偏移量，实现了任意状态光频梳的确定性产生和系统集成。基于分层设计的系统体积可约束至30cm×20cm×15cm，平均产生时间在1s到30s范围，该方案将进一步推动微腔光频梳在通信、时频和精密测量等应用领域的发展。

关键词：光频梳自启动氮化硅微腔现场可编程门阵列

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聚合-分体飞行器气动特性研究

航空学报 2024年

作者：郭廷宇闫溟解春雷中国航天科技创新研究院

智能集群组网是中小型无人机发展的重要方向之一。但传统的无人机集群难以兼顾长时滞空、远程运载和规模部署、快速响应的多重要求，为此，聚合-分体技术应运而生。将多架同构/异构的无人机通过翼尖连接的方式聚合成一架大展弦比飞行器... 详细信息

智能集群组网是中小型无人机发展的重要方向之一。但传统的无人机集群难以兼顾长时滞空、远程运载和规模部署、快速响应的多重要求，为此，聚合-分体技术应运而生。将多架同构/异构的无人机通过翼尖连接的方式聚合成一架大展弦比飞行器，并根据任务需求自由分离和组合的聚合-分体技术，可充分结合分离集群高机动、大速度的优势和聚合整体长航时、强生存的优势，极大地增强集群无人机的使用效能。本文采用计算流体动力学方法，对聚合-分体飞行器的两个重要气动问题开展分析研究，一是计算了典型构型的小型无人机在聚合前后的气动力变化情况，分析了不同构型和数量的无人机聚合后的减阻效果，探讨了组合体飞行器的最佳聚合参数和聚合-分体飞行器的气动外形设计规律；二是针对翼尖对接过程中两侧机翼翼尖涡流扰动强烈、非线性强，严重影响对接分离过程中姿态控制的问题，基于三种典型的翼尖对接方式，分析了翼尖对接中翼尖涡演化和气动力扰动变化情况，探讨了最佳的对接方式和对接参数，对翼尖涡流扰动特性的研究也可为聚合-分体过程中的飞行控制提供进一步支撑。

关键词：聚合-分体飞行器无人机集群翼尖对接翼尖涡计算流体动力学

喷嘴结构细节对连续爆轰发动机掺混特性的影响

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航空动力学报 2024年第08期 185-191页

作者：孔维鹏刘倩中国航天科技集团有限公司北京航天动力研究所中国航天科技集团有限公司低温液体推进技术实验室

为研究不同喷嘴结构细节对气氢/气氧连续爆轰发动机冷态掺混特性的影响，采用商业软件Fluent对其冷态掺混流场进行了数值仿真研究。以环缝-喷孔式喷注结构为基础，设计了12种不同喷嘴结构的连续爆轰发动机，研究了在入口条件相同的情况... 详细信息

为研究不同喷嘴结构细节对气氢/气氧连续爆轰发动机冷态掺混特性的影响，采用商业软件Fluent对其冷态掺混流场进行了数值仿真研究。以环缝-喷孔式喷注结构为基础，设计了12种不同喷嘴结构的连续爆轰发动机，研究了在入口条件相同的情况下，不同气氧喷嘴出口扩张角、不同气氢喷注角度、不同气氢喷嘴出口扩张角以及单双侧喷注对掺混特性的影响。结果表明：气氧喷嘴出口扩张角在0°～20°范围内，掺混效果呈现先下降后上升的趋势，气氧喷嘴出口扩张角最佳值为20°；气氢喷注角度在30°～90°范围内，掺混效果呈现先上升后下降的趋势，气氢喷注角度最佳值为45°；在0°～10°范围内，增大气氢喷嘴出口扩张角使得掺混效果下降；气氢双侧喷注的掺混效果明显优于单侧喷注。

关键词：连续爆轰发动机气氢/气氧喷嘴结构冷态流场掺混特性数值仿真

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液体火箭发动机高频燃烧不稳定问题综述

航空学报 2024年第11期45卷 106-132页

作者：汪广旭李斌谭永华高玉闪西安航天动力研究所航天液体动力全国重点实验室西安710100 中国航天科技集团航天推进技术研究院西安710100

高频燃烧不稳定现象诱发的大幅值压力振荡严重威胁液体火箭发动机可靠性,为此,国内外开展了大量深入的研究工作。为了提高对此类问题及相关研究的整体认识,系统阐述了液体火箭发动机高频燃烧不稳定问题的主要特点、关键物理机制、研究... 详细信息

高频燃烧不稳定现象诱发的大幅值压力振荡严重威胁液体火箭发动机可靠性,为此,国内外开展了大量深入的研究工作。为了提高对此类问题及相关研究的整体认识,系统阐述了液体火箭发动机高频燃烧不稳定问题的主要特点、关键物理机制、研究思路等,重点梳理了国内外在液体推进剂燃烧子过程响应机理方面的研究工作,明确指出了燃烧速率控制过程对于此类问题分析的重要意义。在此基础上,详细总结了液滴蒸发和射流掺混作为速率控制过程的高频燃烧不稳定问题数值仿真研究进展,仔细归纳了线性和非线性理论解析分析方法面临的挑战,简要介绍了基于非线性动力系统的分析方法在揭示高频燃烧不稳定非线性行为以及稳定性裕度评估方面的重要潜力。最后,针对不同工程控制措施的内在联系、应用情况等进行了分析,特别强调了燃烧释热分布控制的重要性。

关键词：液体火箭发动机高频燃烧不稳定燃烧响应速率控制过程燃烧释热分布控制

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氢氧燃气发生器低频燃烧稳定性仿真分析

航空动力学报 2024年第08期 152-160页

作者：张亚田原潘亮孔维鹏中国航天科技集团有限公司北京航天动力研究所中国航天科技集团有限公司低温液体推进技术实验室

针对某氢氧火箭发动机燃气发生器热试车参数存在约200～230 Hz较明显脉动的现象，建立了低频燃烧稳定性仿真数学模型，来分析是否发生了燃烧时滞相关的极限循环低频不稳定燃烧。不同燃烧时滞、喷注器压降和燃烧室容积条件下的仿真结果... 详细信息

针对某氢氧火箭发动机燃气发生器热试车参数存在约200～230 Hz较明显脉动的现象，建立了低频燃烧稳定性仿真数学模型，来分析是否发生了燃烧时滞相关的极限循环低频不稳定燃烧。不同燃烧时滞、喷注器压降和燃烧室容积条件下的仿真结果显示：由燃烧时滞引起的低频不稳定燃烧频率显著低于试验结果，试验中低频脉动可能是受到了供应管路声学频率的扰动。进一步分析表明：决定燃烧系统稳定性的关键参数是燃烧时滞与燃气停留时间的比值，当该比值大于临界值时系统趋于不稳定，相反系统趋于稳定。基于仿真数据拟合形成了系统固有频率计算的半经验公式，系统固有频率随着燃烧时滞与燃气停留时间之和增大而降低。获取了在不同压降占比下的稳定边界，随着喷注器压降占比的增大，系统由稳定转为不稳定的燃烧时滞与燃气停留时间的临界比值越大。

关键词：液体火箭发动机低频燃烧稳定性燃气发生器固有频率稳定边界

液体火箭发动机高频纵向燃烧不稳定现象的随机性

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航空学报 2024年第14期45卷 189-199页

作者：汪广旭杨宝娥谭永华高玉闪李斌西安航天动力研究所航天液体动力全国重点实验室西安710100 中国航天科技集团航天推进技术研究院西安710100

围绕自燃推进剂液体火箭发动机燃烧室高频纵向燃烧不稳定现象的随机性进行了深入探讨,分析了结构振动数据在表征燃烧室压力振荡方面的有效性,对比了理论声模态和实测振型,基于蒸发过程作为速率控制的假设,对该燃烧室的稳定性进行了分析... 详细信息

围绕自燃推进剂液体火箭发动机燃烧室高频纵向燃烧不稳定现象的随机性进行了深入探讨,分析了结构振动数据在表征燃烧室压力振荡方面的有效性,对比了理论声模态和实测振型,基于蒸发过程作为速率控制的假设,对该燃烧室的稳定性进行了分析,并提出了造成不同供应系统下稳定性差异的2种假设模型。研究表明:由结构振动传感器测得的是燃烧室结构对燃气压力振荡场的响应结果,后者存在一定的频率选择性和非线性;实测突频幅值分布与该频率下的理论声模态基本吻合,确定该燃烧室发生了高频一阶纵向燃烧不稳定现象;线性模型结果表明,该燃烧室具有一定的稳定性裕度,但不能解释系统2条件下燃烧不稳定现象随机出现这一现象;系统2条件下该燃烧室的稳定性恶化或不同工况间的稳定性波动幅值增加,造成部分工况点落入非线性不稳定性区间,成为潜在的不稳定工况。

关键词：液体火箭发动机高频纵向燃烧不稳定供应系统随机性