基于辩纤传感器与激光测距原理的物位检测系统设计

设计了一种对固体火箭发动机推进剂装药高度进行物位测量、显示以及预警的检测系统.系统采用了基于光纤传感器与激光测距原理的非接触式物位检测方案,使用光纤传导激光,使带电设备远离检测现场,在现场完全不带电的环境下,完成高精度物位检测;通过系统主控单元控制多个传感器可实现多点同步检测,从而能够在装药表面不是绝对平面的情况下得到...     

凝胶推进剂火箭发动机工作过程仿真研究

基于系统分解方式,建立凝胶推进剂火箭发动机工作过程的数学模型,并采用液流试验数据对其进行修正.由于同时考虑液体的惯性、粘性和压缩性,所以本文建立的常微分方程组能反映管道中推进剂流动的分布特性.通过对发动机工作过程仿真分析,为发动机型号研制提供参照和依据.     

基于FPGA的推进剂药柱应变测试装置研究

固体火箭发动机工作于发射过载状态下,位于燃烧室内的推进剂药柱因承受惯性力作用产生一定的形变。为测试推进剂药柱在发射过载状态下的轴向应变响应特性,针对发动机装药结构、材质的特殊性,研制了一种基于FPGA的推进剂药柱大应变存储测试装置,解决了该环境下传统应变电测系统应用于装药应变检测过程中呈现出的数据捕获率低、非线性误差大等问题。装置采用FPGA芯片搭建主控模块,集信号调理、触发采集、存储等功能于一体,可安装于发动机内进行发射过载试验,实时完成装药应变响应信息的快速采集与存储。试验后回收装置,通过上位机提取测试数据,处理和再现装药应变时间历程曲线。     

火箭发动机地面试验低温推进剂流量测量系统

针对液体火箭发动机地面试验低温推进剂流量的测量要求,通过涡轮流量计获取瞬态流量数据,分节式电容液位计配套测量装置获得稳态流量数据,建立流量测量系统,可完成稳态质量流量和瞬态质量流量的计算,同时完成推进剂加注时液位测量和发动机试验时上下液位监视.介绍了流量测量系统的组成,论述了涡轮流量计和分节式电容液位计测量原理以及流量测量方法,并对测量数据进行处理和分析,最后针对低温推进剂流量测量的特点,提出了稳态质量流量测量的可改进方向.     

A Micro-Fabricated Linear Array of Electrospray Emitters for Thruster Applications

This paper reports the design, fabrication, and experimental characterization of an internally fed linear array of electrospray emitters intended for space propulsion applications. The engine uses doped formamide as propellant and operates in the single-Taylor-cone droplet emission regime. The engine implements the concept of hydraulic and electrodynamic flow rate matching to achieve electrical control. The engine uses a set of meso-scaled silicon deflection springs to assemble the hydraulics to the electrodes, allowing to decouple the corresponding process flows. The micro-fabrication of the engine is described and novel technologies that were developed are reported. Experimental results that demonstrate cumulative uniform and steady operation are provided. Current–flowrate characteristics of the engine are in agreement with a reduced-order model. Experimental data demonstrating the low divergence of electrospray emitter arrays operated in the single Taylor Cone is in qualitative agreement with a reduced-order mode that assumes the absence of a thermalized tail in the plume. 1420     

虚拟仪器在火箭发动机参数测试中的应用

文中主要介绍以计算机为主控单元，以labview作为软件开发平台，利用PCI6024E数据采集卡的固体火箭发动机参数测试系统的开发过程及其应用     

基于热平衡和结构强度的发动机 分析平台开发及其应用

建立发动机缸体和缸盖的动力学、燃烧和流体有限元模型,进行发动机热平衡、冷却散热和结构强度研究。创建发动机正向设计和分析方法,革新产品开发流程,自主开发热平衡计算平台。建立发动机缸内和水套传热、流体、温度场、强度的计算模型库,设计水套优化方法和流场评价标准,正向计算发动机热平衡和水套散热。通过2个应用案例,证明该平台在发动机热平衡计算和结构分析与评估中的作用。该平台可为发动机热平衡、冷却散热和结构强度的正向设计提供基础。     

基于免疫混沌PSO的液体发动机知识获取方法

为解决液体发动机故障诊断中知识获取的瓶颈问题,提出了一种基于免疫混沌改进粒子群优化算法的知识获取方法.该方法首先将描述系统性能的非线性方程组,转化为带约束的最优化形式,通过设置式中参数可以仿真不同状况下的系统性能.由于此方程为多维、非线性的优化方程,运用标准粒子群优化算法求解进,容易陷入局部最优,为此提出了一种基于免疫混沌粒子群优化算法.该算法在初始化时,运用混沌的思想,使得粒子分布遍历所有状态;在进化时,运用的免疫的思想,设置了基于适应度的克隆算子和基于适应度的混沌变异算子增加粒子的多样性,增加了粒子寻找全局最优的能力.实验结果表明,运用改进的粒子群优化算法进行仿真,能够获取系统知识.     

固体火箭发动机比冲预示的神经网络仿真研究

运用BP和RBF神经网络方法和Matlab6.5工具软件建立了小样本数据条件下的固体火箭发动机比冲的神经网络预测模型,并将两种神经网络预报的效果进行了比较。两种网络较好的预报效果,表明建立的预测模型是合理的。在此基础上,提出了与之相应的预报误差控制方法及其新型号发动机比冲预测的选模判据。数值实验结果表明,所提供的网络模型可在小样本数据条件下实现发动机比冲性能的高精度预测。     

针栓式变推力火箭发动机内流场数值仿真研究

发动机推力室的工作过程直接影响到发动机的性能,在设计过程中,从理论上分析推力室内的燃烧流动过程具有非常重要.通过数值仿真,可以大大缩短发动机的研制和改进设计周期,减少研制经费.针对自燃推进剂针栓式变推力液体火箭发动机燃烧与流动的特点,借助CFD计算软件FLUENT,采用标准k-ε湍流模型及有限速率化学反应模型,对采用针栓式喷注器的变推力液体火箭发动机的推力室喷雾燃烧过程进行了数值仿真.计算结果得到了压强分布,温度分布,牛成物的摩尔分数分布,粒子轨迹分布、流强、混合比分布以及流动码赫数分布等,并对流场结构和影响发动机性能的喷注器参数进行了分析.数值计算结果可为变推力发动机喷注器和推力室的设计和优化提供参考.     

船舶主机缸套冷却水系统的建模与动态仿真

船舶主机冷却水系统是保障船舶主机正常稳定运行的重要辅助系统,为了优化和充分发挥船舶主机冷却水系统的性能,需要了解它在工作时的热力动态过程.利用传热学的相关理论,对船舶主机缸套冷却水系统的传热进行了分析,给出了系统的热力动态数学模型.并且考虑了水温的变化对主机缸套水冷却器传热系数的影响,提高了模型的精确度.然后利用SIMULINK工具对系统进行了仿真,对仿真结果的分析表明,仿真结果基本符合系统实际工作情况,从而表明模型是正确的.为下一步的控制研究打下了坚实的基础.     

小波分析方法在液体火箭发动机试验稳态数据去噪中的应用

液体火箭发动机试验的原始测量数据中存在着噪声，影响了数据的准确性和可信性。采用小波分析方法对稳态测量参数进行去噪，并用实际的试验数据对其进行了验证，取得了良好的效果。该方法能够保持数据的统计特性，并且不会消除非噪声引起的异常值点。     

复合固体推进剂细观力学模型研究

为了建立复合固体推进剂的细观力学模型,首要的问题是建立一个能够真实描述推进剂细观形态结构的颗粒填充模型.文中将推进剂看作是颗粒与基体组成的复合材料,详细地给出了应用分子动力学生成推进剂颗粒填充模型的方法,得到了推进剂颗粒在基体中随机分布的颗粒填充模型.在此基础上,采用细观有限元方法进行了分析,获得了推进剂颗粒与基体内的应力分布情况.研究表明:分子动力学方法可以有效地生成推进剂的细观颗粒填充模型,在此基础上进行的细观力学分析可以有效地考虑固体推进剂细观结构对其力学性能的影响.     

旋转固体火箭发动机统一流场计算

为了进一步研究旋转对固体火箭发动机工作的影响,采用RSM湍流模型对内孔燃烧、内孔与端面同时燃烧管状装药旋转固体火箭发动机统一流场进行了仿真。采用UDF编程给出质量入口边界,获得了旋转条件下发动机内流场结构参数特点,并给予理论说明。计算结果表明,内孔燃烧装药发动机切向速度流场类似于典型的Rankine涡,端面和内孔同时燃烧装药发动机切向速度流场呈现出Rankine涡和由端面燃烧引起的强迫涡的复杂组合涡;在发动机前封头和喷管喉部涡核切向速度峰值非常大,使燃烧室前封头和喷管喉部工作环境显著恶化;旋转使发动机燃烧室压力沿径向逐渐增大,强迫涡附近的压力梯度远大于推进剂表面的压力梯度。     

基于遗传算法与人工神经网络相结合的固体推进剂燃速计算

为了提高固体推进剂燃速预示精度,将遗传算法(Genetic Algorithm)与误差反传(Back Propagation)网络结构模型相结合,设计了用遗传算法优化神经网络权重的新方法。以固体推进剂燃速数据库为基础,对推进剂的燃速进行了预估,并与BP算法进行了比较。结果显示,预估值与实际值接近,误差小于BP算法模型,具有良好的预示效果,为推进剂燃速预估提供了新方法。     

LABORATORY：火箭推进剂燃烧特性研究辅助软件

火箭推进的燃烧理论长期落后于应用研究，如何从已有的大量配方数据中直接获取有用的信息，已成为实验工作者更关心的问题。我们建立了一套基于模式识别手物理分析件包，包括数据库及服务于数据库的各种算法库，除了进行推进剂的燃速数据处理，能量特性分析外，还能够从推进主与方数据中抽象出大量特征，并通过这些牡 征与推进剂性能的相关性分析筛选出影响的主要因素，进而建立这些因素与推进剂性能的数量的关系，以辅助推进剂燃烧     

涡桨发动机一体化建模与控制系统动态仿真

以某型单转子涡桨发动机为研究对象,分别建立发动机、螺旋桨和执行机构的数学模型。在此基础上,研究带有前馈环节的比例-积分-微分（PID）控制器,形成包含发动机、螺旋桨、控制系统和执行机构在内的涡桨发动机一体化数学模型。开发涡桨发动机离线仿真平台,对发动机的动态特性进行图形化仿真。仿真结果验证表明：所建立的涡桨发动机一体化数学模型满足设计要求,反映了各子系统之间的复杂集成和耦合关系,利用系统模型仿真进行控制系统的组合优化能够有效提高系统性能。     

复合推进剂颗粒填充模型的分子动力学模拟方法

将复合推进剂看作是颗粒与基体组成的复合材料,应用分子动力学模拟方法生成推进剂颗粒在基体中随机分布的填充模型。研究表明,分子动力学模拟方法,指定与颗粒直径成比例的增长率可有效地生成颗粒大小不等的填充模型,为分析推进剂细观力学性能和燃烧性能奠定基础。     

基于图像处理的膏体推进剂火焰测温

膏体推进剂火焰温度测量对推进剂配方的研制及火箭发动机的设计具有重要意义.为了测试推进剂燃料温度分布,采用彩色CCD比色测温技术,设计了一种非接触式膏体推进剂火焰测温系统.利用黑体炉对测温系统进行标定,通过现场本生灯试验对测温系统进行精度检验,最后,对青体推进剂在开放空间内的燃烧火焰进行图像测温.结果表明方法简单可靠,基本满足青体推进剂火焰测温要求,由于系统拍摄图像实际上是火焰在CCD靶面上投影叠加的效果,对最终处理结果具有一定影响,方法仍有待改进.     

An elasto-viscoplastic analysis of direct extrusion of a double base solid propellant

In this study, three-dimensional modelling of extrusion forming of a double base solid rocket propellant is performed on Ansys® finite element analysis program. Considering the contact effects and the time dependent viscous and plastic behaviour, the solid propellant is assumed to obey the large deformation elasto-viscoplastic material response during direct extrusion process. The deformed shape, hydrostatic pressure, contact stress, equivalent stress, total strain values are determined from the simulation in order to get insight into the mechanical extremity that the propellant has undergone during processing. Hydrostatic pressure and contact stress distributions have been found to be important parameters due to safety reasons of the nitro-glycerine content in the bulk of the propellant.