在地面试验設备上模拟整体式火箭冲压发动机的飞行状态

空气喷气推进系统用在飞行器上之前,要进行地面试验来模拟该推进系统所要求的飞行状态,这是持续地测定它们性能的一个基本手段。研制当前为人们所感兴趣的整体式火箭斗压发动机、管迫火箭、固体燃料冲压发动机都要求一些独特的试验能力,而许多现有的设备还不具备这些能力。大西洋研究公司(ARC)建造并使用了能满足这些苛刻要求的新试验设备,并用来模拟整体式火箭冲压发动机所遇到的飞行状态。这些设备的独到特点使它具有以下的能力: (A) 可用来作全部转换试验; (B) 模拟弹道; (C) 模拟高空; (D) 测量冲压发动机推力; (E) 自由射流试验; (F) 低的试验成本; (G) 可承担危险性大的试验项目。这些特点结合在一起就使得该设备成为一个高度通用的系统,可以非常方便地用它来作从部件到系统的一些试验项目。自从投入使用以来,该设备已成功地作了一系列包括碳氢管道火箭、硼管道火箭、硼固体燃料?冲压发动机、变工况固体燃料冲压发动机和缩尺转换台架试验。当进气道的空气流量从2.0到36.0磅/秒的范围时,所模拟的飞行状态可从海平面的M=2到60,000英尺高空的M=4。这还不是设备的极限能力。本报告详细地介绍了试验设备的工作参数、部件和控制逻辑。     

基于Markov过程的多状态可修元件可靠性建模

在现有多状态可修元件完全维修建模和非完全维修建模的基础上,应用Markov过程构建了多状态可修元件的视情维修可靠性分析模型。从多状态元件的定义出发,分析了多状态元件在无维修条件下的状态转移关系,拓展构建了元件在完全维修、非完全维修以及视情维修条件下的状态转移微分方程和关系矩阵。以某可修系统的状态3元件和状态4元件为例进行了实例分析,仿真结果表明,视情维修相对于完全维修和非完全维修,可以使元件保持更高的可靠度和可用度。     

土星V系统可靠性分析

就登月任务而言,由于对月球着落点、入轨和任务程序有严峻的条件要求,运载器在精确时间发射是个关键。土星V运载火箭和其地面设备是用来满足这些条件的,因而它们组成了一个由百万多个元件构成的高度复杂系统。这些元件中任何一个发生故障,都能影响任务的完成。因此,这些元件都必须具有高度的可靠性。美国亚拉巴马州亨茨维尔波音公司帮助国家航宇局马歇尔空间飞行中心搞了一个土星V系统可靠性分析,旨在详细地了解土星V在发射前的性能。这种系统分析是由一个大规模数字模拟计算机模型组成,用这个模型分析和模拟土星V运载火箭的操作、测试和发射动作。这个模型接受和分析土星V系统的可靠性数据、维修数据和工作时间程序,以便确定它们对土星V系统有效性的影响。在土星V系统可靠性分析方案中用的失效率分类怯,就是把预测数据变换成评估数据。这种变换过程是,通过采用贝叶斯方法和经典方法把预测的失效率和现场失效率数据综合在一起,使土星V系统管理模型的输出有新的意义和响应。     

阿里安第三级的点火改进

在阿里安火箭飞行期间,V15和V18,第三级发动机点火出现严重失效。欧空局(ESA)曾开始一项计划,用以改进和控制点火系统的性能。负责HM7低温发动机的SEP公司按CNES合同主管研究和鉴定这些改进。于1986年6月至1987年9月重新飞行期间,进行这项工作。到1986年12月的第一阶段工作确定了新的点火系统。为了通过增加流量(原来的三倍)来增加点火能量,研制了一种新的固体推动剂点火器,新的点火器采用了两股倾斜的射流结构代替原来的轴向射流结构。第二阶段工作主要是在非正常条件下评定点火余量及点火性能。在全尺寸点火试验中探测超出工作范围时每种可想象到的偏差或故障。在MBB(西德)和ONERA(法国)进行冷试,以决定喷注器出口的流量特性及分布。这项研究计划测量了以下因素对点火的影响:用液氢预冷推力室的时间、活门泄漏、氦吹除流量与温度、活门动作偏差、液氧与液氢初始流量、贮箱压力、涡轮启动时滞以及如喷注器局部睹塞等极特殊的情况。在最后鉴定阶段,把许多坏情况组合起来对三种不同的飞行点火器进行试验,以验证可再现性及验证在极端飞行条件和发动机状态情况下点火器是否良好。整个试验计划包括在SEP高空模拟试验设备上大约进行50次点火试验。试验证明,新的点火系统能适应极端和极不正常情况,它可以克服V15和V18的故障,具有良好的可靠性。     

视情维修条件下的多状态控制单元可用性建模与分析

针对传统可靠性分析方法难以描述系统动态特性的问题,提出了一种基于多状态动态贝叶斯网络的视情维修可用性建模方法。在定义多状态元件的基础上,构建了基于Markov模型的视情维修状态转移模型,并引入了吸收状态。通过构建多状态动态贝叶斯网络模型,确定了无维修、完全维修、不完全维修、视情维修和吸收状态下的状态转移关系,并根据串联和并联逻辑关系对条件概率赋值。以某控制单元为例,构建动态故障树模型、动态贝叶斯网络模型,确定控制单元与元件在不同维修方式下的可用度变化规律,通过重要度分析发现了可靠性设计中的薄弱环节。仿真分析表明：视情维修的引入使得控制单元与元件相对于完全维修与不完全维修具有更高的可用度;吸收状态的引入可以预测退化状态可修元件的可用度变化趋势,为维修换件提供理论指导。     

用于航天飞机例行飞行的航天飞机主发动机的改进

初步鉴定的成就通过一系列的地面鉴定试验验证了发动机的寿命。这些试验模拟了发动机飞行工作条件,并提供了更接近于实际飞行的情况。每一鉴定系列都在两倍于当量飞行时间的情况下进     

火箭发动机的工况监测系统

要实现确保进入空间的目标,重点是降低有效载荷发射成本,提高可靠性。先进运载系统将降低地面操作费用,提高任务可靠性,并且要根据需要做飞行后的检测和维修,而不做例行或定期检测。为此,必须提高技术水平。美国空军宇航实验室已开始执行火箭发动机工况监测系统(RECMS)计划,旨在确定并验证(通过试验)在先进运载系统的研制期间可以应用的关键系统技术。RECMS计划把发动机监测作为和发动机控制器、火箭监测系统及地面处理系统完全一体化的系统,以便在提高发动机可靠性的同时,还保证飞行任务的成功。系统部件通过工况和性能敏感器进行监测,用诊断和预报算法进行分析,通过使用其他先进研制计划验证过的硬件的系统试验进行验证。本文提出了验证火箭发动机工况监测系统关键技术(敏感器、工况/安全监测算法、地面检测设备和专家维修系统数据库)的途径、技术和计划。     

巡航导所弹使飞用行的试关验键靶场设备

论述了在巡航导弹飞行试验中所使用的高精度多目标跟踪系统(HAMOTS)、靶场先进仪表飞机、F-4追踪飞机等靶场关键测量设备的基本情况,以及这些测量设备在巡航导弹飞行试验中的具体运用     

推进技术的进展对导弹效能的影响

本文讨论推进技术的进展对先进导弹系统的工作能力的影响。导弹推进系统在越来越强调先进的空气喷气式导弹的情况下,从火箭演化到冲压发动机,已经大大地增强了导弹的作战能力。冲压发动机,尤其是采用固体推进剂的发动机新技术方面的发展,使热值、密度、燃烧效率和系统组装的紧凑性有了大的提高。把这些技术改进应用于可能的飞行任务,使总的任务性能有了惊人的提高。这些大的性能增量为改进在杀伤概率和生存能力方面的飞行任务效能提供了一个基础。杀伤概率可以通过应用比较短的截击(目标)时间,改进齐射能力和减少各个系统的尺寸以便改良导弹运载工具的有效载重来提高。生存能力可以通过增大投射距离和较高的突防速度来增强。本文把使用各种各样的推进系统的导弹性能直接作了比较,论证了在各种各样的战术任务中这些改进的能力。被研究的系统从一般固体火箭到使用高能硼固体燃料的冲压发动机。     

新一代空间发动机

发射未来空间飞行器的主要方法是利用空间运输系统(STS)。已经做了大量研究工作,验证了采用可贮存推进系统或者低温推进系统的最短长度上面级能从低地轨道的STS上把大型有效载荷和要部署的有效载荷送到地球同步轨道。航空喷气技术系统公司当前正在研制两种适用于上述上面级的推进系统。一种是推力为几千磅的可贮存推进系统,另一种是推力只有几百磅的低温推进系统。这些发动机的严格寿命和性能要求提出了一些新的技术问题。这只能通过在以后为可贮存发动机采用新材料和生产工艺以及为低温发动机搞新的设计方案来解决。可贮存发动机的功能试验业已完成,其飞行重量研制计划将在八十年代底完成。经鉴定合格的发动机预计在九十年代初提供使用。低推力的低温发动机的研制和提供使用的时间都要比可贮存发动机推迟三年。本文主要介绍这两种发动机的技术问题、解决方法以及研制状况。     

优先考虑的运载器方案比较与评估

本文根据性能、寿命周期成本、技术要求和风险对优先考虑的几种小型载荷运载器候选方案作了比较。这些候选方案包括单级和两级运载器。后者第一级还考虑了采用火箭发动机和吸气式发动机这两种情况。研究结果表明,就给定的有效载荷重量而言,各种候选方案在起飞重量方面的差异不大。但在结构干重方面的差异却很大,最大可相差2倍。在寿命周期成本方面的差异较小,但在研究、设计、试验和评定成本方面的差异可达40%。然而,一般来说,研究、设计、试验和评定成本为最高的运载器,其返场修整费用较小。作者所考虑的各种候选方案都可以认为是高风险的研制计划。它们不受可以实现的期限(近期、中期或远期)的影响。本文还介绍了各种候选方案都需要的某些共同技术。这些技术包括结构、热防护系统、故障自动识别、维修和检测系统以及自主飞行操作所需要的飞行器电子设备。     

液体火箭发动机飞行试验的结果分析

液体火箭发动机飞行试验的结果分析是一项复杂和困难的工作。分析的难度不但与发动机内部过程的复杂性有关,而且与发动机和控制系统、调节系统、稳定系统、发动机输送系统的复杂联系有关。     

弹载惯性测量单元检测系统的设计与实现

从维修工程实践的角度出发,针对某型空空导弹惯性测量单元维修的实际工程需求,开发、研制了基于PXI总线的惯性测量单元检测系统;使用结果表明:该检测系统工作稳定可靠,能够快速准确地对故障进行定位,大幅提高了惯性测量单元的维修效率。     

基于油液分析的自行火炮发动机磨损状态监测研究

本文提出了一种基于油液光谱分析技术的发动机磨损故障诊断方法,该方法主要包括用于监测润滑油中磨损金属颗粒浓度变化的模型,并制定了各主要磨损金属元素的浓度和梯度界限值,并将其分为三个层次,同时建立了发动机磨损状态监测的模糊综合评判模型,改善过去仅仅依靠浓度界限值和梯度界限值评判发动机工作状态的局限性.实例证明该方法可提高油液光谱分析诊断发动机磨损故障的准确性.     

日本的超燃冲压发动机试验又创世界记录

20 0 3年 2月 4日 ,日本航空宇宙技术研究所角田宇宙推进技术分所在超燃冲压发动机燃烧试验中成功地将Ma =4飞行状态的超燃冲压发动机净推力提高到过去的 3倍以上。日本航空宇宙技术研究所研究了在Ma =4以上高速领域工作的超燃冲压发动机。过去用地面发动机试验设备在Ma =4、6、 8的飞行状态成功地取得了净推力。特别是 2 0 0 2年 4月 ,在Ma =8飞行状态的成功 ,创下了世界记录。在所有条件下推力性能的改善都存在余地 ,在这次试验中 ,Ma =4的发动机性能得到大幅度改善。由此可以预料将会为航天飞机发动机设计提供新的技术。这次试验使用的…     

航天飞机主发动机工作状况

到1985年5月,在航天飞机17次发射中,航天飞机主发动机已发射了51台次。本文对发动机在额定和偏离额定条件下成功地工作做了报道,并以此说明在这些发射中的发动机性能。探讨了发动机的维修,对拆卸和更换每台发动机的原因作了说明。分析了涡轮泵的维修、寿命以及更换的平均间隔时间等等。指出了提高寿命计划的重点。对迄今已进行的各次飞行在人力与材料两方面的全部费用作了报导。对迄今航天飞机主发动机在发射飞行中的全部成就作了概括。     

液体火箭液位传感器关机系统

为大力神Ⅲ研制的液位传感器关机系统,也可用于其他的液体推进剂火箭。这种系统可以给产生关机指令的制导装置带来很大的性能增益;而且还可以消除那种因推进剂耗尽产生的严重而难以预测的动态载荷。该系统在每个贮箱里装有三个液位传感器,其所在高度相同,间隔相等。传感器的暴露信号分别发出,然后进行多数表决,在弹内还留有足够推进剂的情况下,指令发动机关机。本文描叙了限定与调节系统不定因素的要求及所作的分析。讨论了系统的可靠性并鉴定了各种应用都要考虑的一些因素。一种全尺寸模型试验计划增加了采用这种系统的信心并且为最后分析定时提供了数据。系统尽可能地采用了经飞行验证的元件。但是也为系统研究设计了一种“多数表决时延元件”。整个实验计划要18个月完成。不久就可供飞行使用。     

基于BP神经网络的装甲装备智能诊断系统

本系统针对装甲装备润滑油样中有关磨粒图象、油液理化指标等各类数据和特征值信息, 利用基于ＢＰ神经网络的集成化智能诊断系统实现被监测设备内部磨损趋势的自动状态监测与智能故障诊断, 并在不同层次上提供定量化且形式简明的趋势报告与诊断报表, 作为决策与判断依据, 以协助工业现场或军工单位更高效、准确地完成设备的保养和维修工作．     

基于BP神经网络的装甲装备智能诊断系统

本系统针对装甲装备润滑油样中有关磨粒图象、油藏理化指标等各类数据和特征值信息,利用基于BP神经网络的集成化智能诊断系统实现被监测设备内部磨损趋势的自动状态监测与智能故障诊断,并在不同层次上提供定量化且形式简明的趋势报告与诊断报表,作为决策与判断依据,以协助工业现场或军工单位更高效、准确地完成设备的保养和维修工作。     

边界层转捩飞行测量方法及实现

针对高超声速边界层转捩飞行试验研究的需要,通过一体化的变厚度薄壁测温和热流辨识方法,利用测量薄壁内壁温度辨识表面热流可实现飞行器表面转捩位置的测量。考虑到飞行器高速飞行过程中表面气动加热和振动环境要求,对测量结构和机体结构开展了一体化模块设计,提高了测量结构的整体承载抗热振能力;利用热振联合地面试验系统,在飞行状态地面模拟条件下,对测热部件进行了热振联合试验考核,验证了测量结构的安全性和可靠性。地面热振联合试验和飞行试验结果表明,该型转捩测量结构可承受飞行条件气动加热和振动环境,能迅速地响应和准确地反映气动加热环境热流的变化,可准确捕捉飞行条件下高超声速边界层转捩现象。获取的热流转捩测量数据,可为高超声速转捩预测计算模型提供校准数据。