基于虚拟仪器技术的固体火箭发动机测试系统

虚拟仪器是计算机技术在仪器仪表领域中应用所形成的一种新型的、富有生命力的仪器种类，广泛应用于航空航天，工业自动化等领域。在介绍了虚拟仪器开发平台LabVIEW的基础上，详细讨论了虚拟仪器在固体火箭发动机测试系统上的应用。并阐述了虚拟仪器在测控等仪器测试领域中应用前景。     

固体火箭发动机点火压力研究

针对某试验用固体火箭发动机,研究在点火过程中产生的冲击载荷对单孔药柱内孔通道及环形通道内压力变化的影响。采用PVC塑料代替硬质改性双基推进剂、单根单孔管装药和自由装填发动机进行试验,通过改变点火药量,对得到的数据进行对比。试验结果,表明点火药量越大,药柱内外壁所受压差也越大,且压差的振荡也越明显;在点火药量相同的情况下,药柱距离点火具越近的部分所受的压差变化越大。     

并联机构机电耦合动力学计算

并联机构动力学模型是一个多输入、多输出、非线性、强耦合的复杂机电系统,目前还没有一个成熟的并联机构动力学建模和仿真计算方法.针对三自由度并联机构,建立了包括机械机构、伺服电机一体化的动力学模型.最后在设计好的运动平台轨迹下,计算了移动腿的位移、驱动电机的负载转距;分析了移动腿的误差.计算机仿真结果展示了控制器对机构位移和伺服电机转距良好的控制.     

固体火箭发动机药柱几何燃面退移仿真及程序实现

介绍了固体火箭发动机装药几何燃烧的一种仿真方法,应用3DStudio MAX造型,通过软件将3D文件转成C++程序语句导入OpenGL,使用OpenGL应用程序编程计算,可以模拟出燃面推移过程,得到模型分析数据计算出药柱的几何质量特性,给出了方法的基本原理和程序的说明,并给出了算例。     

固体火箭发动机夹具力矩计算方法的研究

固体火箭发动机在进行径向振动试验时,通常通过上、下弧座固定在振动台面上,若对弧座连接螺栓预紧力的施加不合理,则会对发动机造成不同程度的损伤。从固体火箭发动机安装弧座连接螺栓的预紧力开始分析,研究了一种螺栓最大拧紧力矩、最小拧紧力矩的计算方法,提出推荐拧紧力矩,并通过某型号固体火箭发动机振动试验实例验证了该方法的可行性。为固体火箭发动机径向振动试验提供了一种可参考的螺栓拧紧力矩确定方法,且对于今后的发动机径向夹具设计具有重要的指导意义。     

机电耦联整形机床主轴系统动力学仿真

机电耦合系统动力学是多学科交叉的、非线性、强耦合的机电一体化理论问题,目前还没有一个成熟的机电耦联动力学建模和仿真计算方法,针对机电耦合整形机床主轴系统,建立了包括机械机构和伺服电机一体化的动力学模型.最后运用Matlab进行仿真计算并进行了分析.计算机仿真结果验证该种动力学建模的可行性和正确性,是解决该类问题的有效途径.     

固体火箭发动机气密性自动化检测技术与应用研究

固体火箭发动机气密性检测是判断发动机密封性能的重要检测方法。现阶段,自动化气密检测技术的研究及应用受到人们的广泛关注。针对发动机气密性检测人工依赖性强、效率低、不利于产品规模化生产的短板,开展了固体火箭发动机气密性自动化检测技术及应用研究。依据固体火箭发动机气密性检测通用化要求,研究了发动机气密性自动化检测技术实施的系统组成及集成,优化了发动机气密性检测工艺流程,构建了一套多通道自动化气密性检测系统,通过各类传感器、电气系统、PLC控制系统等设计和运用,实现发动机气密性检测过程中工艺参数的自动控制、测试参数的自动采集等功能,通过单通道、多通道测试验证,系统可靠且测试结果满足工艺要求,经工程应用可满足多通道多发产品同时或错峰气密性自动化检测需求。与传统的人工调节气检配气台进行单发发动机气密性检测工艺方法相比,多通道发动机气密性自动化检测工艺方法可实现发动机气密试验自动化检测技术的工程应用,可大幅提高固体火箭发动机总装效率和气密检测质量。     

针对机电耦联系统改进的粒子群动力学优化方法

机电耦合系统动力学优化是多学科交叉的机电一体化理论问题,本文针对该类问题进行了优化方法的研究,提出了指数惯性权粒子群优化算法,并完成其收敛性分析。经算例验证,该优化算法在有限的时间内可以得到具有工程实用价值的优化结果,是解决该类问题的有效途径。     

固体火箭发动机退役处理方法及技术方式探讨

固体火箭发动机相较体发动机而言,其自身结构相对简单,推进剂密度较高且便于储存,具备操作简便的优势,然而,受限于"比冲"较小,固体火箭发动机的比冲大约在300s左右,工作时间相对较短,受到加速度大的影响推力也得不到良好的控制,再加上反复启动比较困难,因此不适于载人飞行使用。本文侧重于结合固体火箭发动机的退役处理发展趋势以及主要方法进行分析,希望为相关人员提供参考。     

固体火箭发动机抗烧蚀防热涂层的研究

直径及开口都较大的固体火箭发动机燃烧室大都采用橡胶基绝热层,但是,对于长细比大,或者是开口较小的客体,采用橡胶基绝热层在工艺上难以实现.为了寻找同时具备隔热效果良好,且针对小口径壳体工艺可行性高的内防热材料,我们开展了以环氧树脂、橡胶为基体,云母粉等耐高温无机填料组成的防热材料.通过试件测试及产品验证,证明该防热涂层也是固发燃烧室一种较为适宜的烧蚀防热材料,它不受被保护产品的几何形状限制,烧蚀率较小.     

用于固体火箭推进剂的多功能集成虚拟机床技术

所研究的虚拟机床可以完成固体火箭推进剂整形、药柱复杂翼槽型面加工和燃烧室废药清除3种作业.应用UG建立了机床的三维模型,生成了加工程序,在VERICUT环境下,对加工过程进行了仿真和优化.该技术不仅提高了生产效率,节约了研制经费,缩短了发动机研制周期,同时使生产安全性得到了保障.     

固体火箭发动机推力向量控制系统动态性能分析

以某型号固体火箭发动机推力向量控制系统为研究对象,采用多体系统动力学计算方法,以作用在系统活动体上的轴向载荷为工作阻力,作动器指令位移为原动件的已知运动规律,接头内引入并联非线性弹簧阻尼器表征各构件间的接触,建立该型号推力向量控制系统动力学模型,进行多体动力学计算,得到接头内构件间的实时运动规律、接触力及力矩。理论计算与系统冷摆试验相结合,分析作动力矩与摆角、频率的关系,计算接触变形产生的力矩增量,分析接头压痕产生的主要原因,并提出改进措施。     

耦合场下固体火箭发动机喷管的动力学分析

喷管是固体火箭发动机关键部件之一,它的烧蚀及温度场计算对于固体火箭发动机的工作性能及结构设计有很大的影响.喷管在工作过程中承受着高温燃气的烧蚀和冲刷,所产生的热效应和由此带来的热耦合效应已经成为喷管强度和稳定性分析必须考虑的重要因素.文中首先对其进行动力学分析,然后基于ANSYS的流体及热分析单元,对固体火箭发动机轴对称矢量喷管进行温度分布及其热应力分析、热1结构耦合分析,流场1热1结构的耦合分析.     

固体火箭发动机药柱整形虚拟轴机床的运动学分析

概述了机床的软件、硬件,计算了该数控机床并联机构的自由度。建立了并联结构机床的反解和正解,计算了机床的雅可比矩阵,并给出了奇异点的条件,为机床的下一步分析做好了准备。     

某型号固体火箭发动机推力矢量控制系统接触承载性能分析

某型号固体火箭发动机推力矢量控制系统的结构设计,必须保证在承受极端工作载荷时,喷管不能有大的轴向位移,阴、阳球与滚动体间具有一定的接触强度,同时不产生过量的塑性变形,属于复杂结构在复杂载荷作用下的弹塑性摩擦接触问题,无法解析计算且无法试验测量。为解决决定系统结构设计和功能发挥的接触承载性能这一关键问题,模拟系统冷试车试验,充分考虑材料表面强化层,建立各构件间的弹塑性摩擦接触模型。基于计算精度高的三维摩擦接触问题的Lagrange乘子法,解决了与弹塑性耦合的有限元计算问题。计算分析喷管位移,阴球、阳球与滚动体间的接触应力、摩擦应力、变形分布及材料破坏机理。通过与冷试车试验结果的对比分析,检验系统接触承载性能、有限元法及结果的正确性。为该型号推力矢量控制系统的设计提供一种更为高效、精确的计算方法。     

固体火箭发动机点火试验测试系统设计

介绍了固体火箭发动机点火试验中流场测试参数的特点,并分析了对测试系统的要求,提出了采用虚拟仪器构成方式中的P×I总线进行系统设计,实现系统的同步测试和扫描测试要求.其测量数据可信,测量精度高.同时该套虚拟仪器流场综合测试系统中的采集数据能够自动处理,自动存储,具有用户接口界面友好,操作方便扩展灵活,软件维护方便等特点.     

轧机主传动机电耦联扭振系统的动态分岔研究

针对交流电机驱动的轧机主传动系统存在的低频扭振失稳问题,依据拉格朗日—麦克斯韦原理建立交流电机电磁能与传动系统机械能耦联作用的轧机主传动非线性系统的动力学方程,并运用动态分岔理论研究该类高维非线性自治系统的振动特性。对定子与转子电阻随温度变化导致主传动系统出现非双曲奇点时系统中产生的高余维动态分岔现象,采用多尺度和谐波平衡法求解非线性微分方程组的近似解析解,不经中心流形直接求得原系统的三阶规范形,研究系统的Hopf分岔情况、二维环面分岔情况,甚至三维环面分岔情况,运用Hurwitz判据分析分岔发生时系统周期解和概周期解的稳定性,给出稳定域边界条件,数值仿真验正结论的正确性,为轧机主传动系统的平稳运行提拱理论依据。     

小型固体火箭发动机脱模实时监控系统的研制

目前,国内在固体火箭发动机脱模工序中多采用简易脱模装置,由于药柱对芯模移动速度和速度的变化非常敏感,稍有不慎,极易发生燃爆事故.为了保障安全,研制了一套远程监控系统,已用于小型固体火箭发动机的脱模工序.其控制系统以PLC作为控制核心,应用监控组态软件实现了远程实时控制,从而确保了操作人员的安全.