固体火箭发动机故障诊断的神经网络方法研究

固体火箭发动机地面试验系统的故障诊断过程复杂,故障征兆和故障原因之间存在着许多不确定因素,精确定位故障存在许多困难.传统的神经网络方法和模糊推理方法为解决这一类故障诊断问题提出了一些算法,然而难以提高不确定故障诊断的性能.针对这种情况,提出了一种基于模糊神经网络的故障诊断方法.该算法同时具备了模糊理论的处理不确定、不准确信息的推理能力和神经网络的自学习能力.将这种方法应用到某固体火箭发动机地面试验系统的故障诊断,仿真结果表明,该算法有效,较好地解决了固体火箭发动机地面试验系统的不确定故障诊断问题.     

固体火箭冲压发动机设计计算一体化

为了简化固体火箭冲压发动机的设计过程,减少工作量,基于ACIS几何造型平台开发了固体火箭冲压发动机的三维CAD软件,该软件能预估固冲发动机主要部件的结构尺寸和发动机性能并实现了图形的实时显示,使该系统可进行固体火箭冲压发动机总体方案论证.为了验证该软件设计结果的准确性,对某设计点的进气道和补燃室的流场进行了数值仿真.结果表明:数值仿真结果在一定程度上与设计值吻合较好,验证了设计方法的有效性.与国内相同类型软件相比较,该软件的性能计算准确性高,CAD图形处理能力强,实现了固体火箭冲压发动机的参数化设计、计算一体化.     

固体火箭发动机虚拟试验技术初探和应用

为改进固体火箭发动机传统试验模式存在的资源瓶颈、试验性能难以预示等问题,在固体火箭发动机试验与测试领域引入虚拟试验技术,设计并开发了固体火箭发动机虚拟试验基础系统;阐述了固体火箭发动机试验模型、试车架模型的建模方法,利用均匀设计方法分析影响内弹道数据的主要因素权重,以修正虚拟试验内弹道数据;针对某型号固体火箭发动机进行虚拟验证,试验结果表明,虚拟试验基础系统在一定程度上具有与真实固体火箭发动机地面试验相似的流程和功能,通过修正虚拟试验内弹道数据,进一步降低了虚拟试验结果与真实试验结果间的误差,为深入开展固体火箭发动机虚拟试验技术研究奠定了基础。     

基于CATIA的固体火箭发动机系统中的三维参数化设计

为了提高固体火箭发动机系统的动态交互能力,方便用户直观地了解固体火箭发动机的内部结构,结合CATIA强大的三维建模能力,完成了该系统中最重要的三维参数化设计;以VC++为编程环境,运用CATIA自动化对象编程(V5Automation)提供的二次开发接口,实现了固体火箭发动机系统中的三维绘图模块,同时介绍了两种在VC框架内动态显示CATIA三维模型的方法;实践证明,该系统能够快速的确定固体火箭发动机外形尺寸、标志量等设计参数,为固体火箭发动机的初步设计提供有效的帮助。     

基于PXI的六分力硬件测试系统设计与实现

为满足大吨位固体火箭发动机地面试验对测试的需求,对固体火箭发动机性能参数以及测试原理进行了深入的研究,组建基于PXI总线的发动机推力矢量、发动机燃烧室压力、发动机壳体变形量的综合测试系统;并搭建系统的硬件平台及软件平台;试验结果表明,该系统能够反映固体火箭发动机地面试验的健康状态,采集的特征参量满足技术指标,具有高可靠性和易操作性等特点,能成功用于固体火箭发动机地面试验中的各种测试需要。     

固体火箭发动机试验数据分析处理软件设计

针对目前固体火箭发动机试验数据分析处理软件功能比较单一、自动处理能力较差的缺点,研发了一套固体火箭发动机试验数据分析处理软件;该试验数据软件采用海最数据加载显示技术、BS/CS结合的智能客户端一体化集成技术和自研算法的平台集成技术等创新技术,具有灵活的算法扩展架构、面向用户的数据标识机制、完善的数据组织和数据访问手段、便捷的脚本式数据处理方法、以及应对复杂数据分析任务的子任务分解手段;提高了发动机综合试验水平.     

固体火箭发动机虚拟试验技术研究综述

试验测试是评估武器装备性能的重要技术,为解决传统试验方式存在的资源成本高、试验性能难以预示等问题,将虚拟试验技术与固体火箭发动机试验测试领域结合,以缩短发动机试验周期、降低测试费用、提高产品质量。基于固体火箭发动机主要试验测试方法的研究现状,重点介绍了固体火箭发动机虚拟试验的总体架构,阐述了虚拟试验中需要构建的模型和结果的校核验证,进一步展望了科研人员未来可挖掘的潜在研究方向。     

先进空空导弹最优中制导律研究

空空导弹使用的变流量固体火箭冲压发动机作为动力系统,具有优越于以往空空导弹的潜能.为提高导弹推力性能,以最大发挥变流量固体火箭冲压发动机的潜能,提高和优化先进空空导弹的中制导性能,提出时间-燃料综合最优作为中制导性能指标.对导弹最优中制导律的研究中,充分考虑了变流量固体火箭冲压发动机的工作特性和约束条件,并应用动态规划的方法,对中制导弹道及发动机工作调节参数进行了优化设计.研究结论表明:通过优化设计,可以大幅提高空空导弹的中制导性能.研究结果也可为变流量固体火箭冲压发动机工程设计提供参考.     

固体火箭发动机试验数据特殊拐点研究

针对固体火箭发动机地面试验采集的数据曲线形态各异致使特殊拐点难以按照火箭发动机试验数据处理方法(国家军用标准)描绘的问题.提出了一种计算几何理论的计算特殊拐点新方法,分析了火箭发动机试验数据特殊拐点描绘相应的数学算法,使用LabWindows/CVI开发了火箭发动机试验数据处理软件,实现了快速准确描绘出火箭发动机试验数据的特殊拐点.仿真结果表明,改进方法提高了数据分析精度和速度.结果为数据分析的可靠性和有效性奠定了的基础.     

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...     

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。     

某特种动力发动机控制器设计

以某特种固体火箭发动机研制为工程应用背景,基于DSP+ FPGA主协处理器方案设计了发动机控制器,安全可靠地完成了发动机转级控制,基于PID控制方案实现燃气发生器压强闭环控制.该发动机控制器完成了大量发动机地面试车试验.试验结果表明系统具有使用方便、稳定性高等特点,为该发动机的探索研究建立起了工程实用的压强控制实验装置.     

火箭发动机试验通用自动测试系统研究

为满足不同类型火箭发动机的地面试验对测试的需求,在对火箭发动机地面试验中的各种测试行为进行分析的基础上,提出了火箭发动机自动测试系统(ATS)软件平台与硬件平台相分离的思想,并建立了基于虚拟仪器技术和数据库技术的火箭发动机通用自动测试系统;同时对系统的硬件模型、软件模型以及软件的数据库模型进行了介绍;该系统的特点是可通用性、高可靠性和易操作性,能满足多种类型的火箭发动机地面试验中的测试需要,并已成功应用于多种火箭发动机地面试验.     

固体火箭发动机尾焰电磁波衰减试验验证技术研究

通过对固体火箭发动机地面试验现场环境及尾焰电磁波衰减近场测试技术进行研究,设计了基于矢量网络分析仪的固体火箭发动机尾焰电磁波衰减试验验证系统,介绍了尾焰电磁波衰减试验验证总体方案,现场测试方法,尾焰电磁波衰减现场测试系统硬件组成,测试系统原位校准技术,现场测试天线构建和天线位置校准方法等的研究。对构建好的测试系统进行了工程应用,并取得了良好的试验效果。     

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。     

基于DSP的固体火箭发动机试验台数字控制器的研究

此文首先介绍了固体火箭发动机试验系统数字控制器的组成和工作原理,在工作原理的基础上,建立了电磁轴承转子的单自由度数学模型,并完成了基于TMS320F2812处理器的控制系统的硬件方案设计与实现。在硬件实现的基础上,完成了数字控制器的软件设计,包括PID控制算法、与PC机通讯、A/D,D/A等。最后给出了数字控制器硬件、软件调试方法。     

Fluid-structure interaction study of the start-up of a rocket engine nozzle

The aim of this paper is to analyze the aeroelastic processes developed during the starting phase of a rocket engine via a coupling fluid/structure code. This analysis gives a better understanding of the behavior of the structure as the shock waves propagate inside the engine nozzle. The gasdynamics Euler equations are solved for the fluid and constitutive linear elastic solid assuming large displacements and rotations with no material damping is adopted for the structure. The coupling of each subproblem is carried out with a Gauß-Seidel algorithm over the fluid and structure states. For the fluid problem an ALE (Arbitrary Lagrangian-Eulerian) formulation is used. It allows us to define a reference system following the moving boundaries while the structure is deformed. The code is validated with a study of the flutter phenomena that may occur when a supersonic compressible fluid flows over a flat solid plate. Regarding the rocket engine ignition problem, a modal analysis of the structure is performed in order to analyze the eigenfrequency shifts when considering the coupling with the fluid flow.