无人机发动机的自动化智能测试系统

以系统采用的软硬件复合抗干扰技术和大集合试车数据存储的方法为重点,从组成、工作原理和软硬件设计三个方面介绍了某型无人机发动机参数测试系统.应用微型计算机对发动机的主要试车参数进行自动化智能测试.应用表明,该系统具有性能稳定可靠,操作简单、工作效率高和能显著提高发动机试车参数测试精度的特点.     

火箭发动机续航喷管隔热涂层研究

文中就某火箭发动机续航喷管隔热涂层出现的龟裂、针状气泡、局部鼓起、流挂和堆积等缺陷,结合续航喷管的结构形式、热防护要求和涂层对发动机的影响,经过材料的分析和成型工艺技术研究,有效地改善了涂层结构的性能,减小了影响续航发动机工作状态的不利因素。     

钨渗铜材料喷管在长时间续航下的沉积特性

研究了续航发动机钨渗铜材料喷管内的沉积特性和沉积规律,以及发动机尺寸与沉积的关系,得出该类发动机喷管喉径由于沉积引起的变化规律。理论分析与试验结果吻合较好,研究结果对该类发动机设计有重要借鉴意义。     

钨渗铜喷管在续航时沉积引起的内弹道重现性分析

试验和理论分析了长时间续航发动机钨渗铜材料喷管由于沉积而引起的高，低，常温下内弹道重现性问题，针对该类发动机特点，提出了瞬时重现性和综合重现性的概念，并给出了评估其内弹重视性的几个主要指标，对该类发动机设计有借鉴意义。     

惯性点火具的发火试验方法

通过重量、重心、过载与某型号反坦克火箭破甲弹完全相同的模拟试验弹,解决了破甲弹续航发动机用惯性点火具的发火性能验收试验.     

固体燃料冲压发动机燃烧室流动分析

固体燃料冲压发动机由于结构紧凑、能量高、工作性能稳定,可广泛应用于中、小口径弹药的增程和提高续航速度或攻击速度,本文建立该类发动机的燃烧室流动模型并给出了求解方法,得出了突扩燃烧室流动特性与突扩面积比、入口气流速度等因素的变化规律,为分析发动机内部工作过程提供理论依据.     

基于证据理论的固体火箭发动机不确定性设计

飞行器设计过程中客观存在许多不确定性,包括参数的随机不确定性和可认知不确定性,证据理论可以对上述两类参数不确定性进行建模,得到系统响应概率的不确定性区间并进行飞行器不确定性设计.基于证据理论进行了固体火箭发动机壳体不确定性设计,得到更加合理的设计结果和可靠性概率的不确定性区间,为发动机设计提供了更多的设计依据.     

固体火箭发动机特型喷管的型面设计

为了提高发动机的推力,采用双圆弧法设计了固体发动机的特型喷管,利用自动优化平台,集成了参数化建模和喷管流场数值模拟,以发动机推力为优化目标,运用模拟自适应退火算法和序列二次规划算法组合优化策略对喷管内型面进行了气动优化,利用Gambit内部函数解决了参数空间配对问题.优化后,喷管的能量转化率得到了提高,推力提高了3.07%.此方法可用于喷管的实际设计中.     

影响长时间续航发动机沉积特性的实验与分析研究

通过对采用高能丁羟复合推进剂的长时间工作续航发动机高，低，常温试验，研究与分析了喷管喉部尺寸，喉衬材料，结构，推进剂性质等因素对喷管沉积的影响。以及对内弹道重现性带来的问题。得出了相应因素的沉积规律。其结果对该类发动机设计有重要借鉴意义。     

2kg以内起飞质量的无人机超长续航策略

根据2016中国机器人大赛空中机器人组无人机续航挑战赛项目规则,提出一种新型电动无人机超长续航策略.依据"大马拉小车"的原理,设计更高效能的螺旋桨驱动系统、更高能量密度的电池组以及降低结构质量所占比例的方案,选取更为优化的材料与结构和制造工艺,采用SolidWorks 3维建模软件进行仿真,并通过多次实验验证.实验结果表明:该策略能大幅提升无人机续航时间,有效解决目前电动无人机续航时间短的难题,为电动无人机的设计制造及在更广范围内的应用提供参考.     

大跨度抛索火箭发动机总体设计与计算

针对抛索火箭质量小、射程近的特点,重点对发动机的装药、喷管进行了设计,提出单根药柱和三根药柱两种装药参数设计方案。针对不同方案,采用四阶龙格．库塔法对发动机的内弹道进行了计算,通过冲量对比,选用装填三根药柱的设计方案。通过试验,对发动机的膛压、推力进行了测试。结果表明,数值计算结果与试验数据较为一致,发动机设计方案满足抛索火箭的技术指标要求。     

有翼导弹/固体火箭发动机一体化设计

以某空空导弹为算例,研究了有翼导弹/发动机一体化设计问题。建立了固体火箭发动机的能量模型和质量模型,导弹质量模型、导弹与目标的数学模型,并计算了不同外形下的导弹气动力系数。应用优化理论完成8个设计变量的优化设计问题。在一体化设计中考虑了导弹外形变化对气动力参数的影响。分析与计算结果表明,导弹起飞质量有所下降,所建立的数学模型是正确的,并可用于其它型号的一体化设计。     

基于有限元方法的液体火箭发动机机架优化设计

采用ANSYS有限元分析软件提供的优化方法对液体火箭发动机机架的优化问题进行了分析,提出了机架优化设计的一般流程,使用ANSYS的APDL语言编写了机架优化设计分析程序,通过对优化程序的研究,获得了某型号发动机机架的最优化结果,优化后的质量比初始设计质量大大的减轻.     

无喷管固体火箭发动机内弹道计算

给出了一种无喷管固体火箭发动机内弹道计算方法,利用此算法就无喷管固体火箭发动机结构和装药等参数对性能的影响状况进行了分析,并得出结论:装药形式、结构尺寸、固体推进剂的燃烧规律与试验温度都对无喷管固体火箭发动机内弹道性能有影响。     

国外某型号发动机反设计

对国外某型号发动机进行反设计,分析了该发动机的总体结构形式,依据测绘的药型和喷管几何参数,推算出推进剂的性能参数,并计算出内弹道曲线。改进型发动机和基本型相比,提高了性能,并且改善了装药可生产性。     

基于遗传算法的小推力空间液体发动机参数优化

基于连续型遗传算法，与空间液体火箭发动机系统质量模型和长度模型相结合，建立了空间发动机系统优化模型。以发动机系统的质量为目标函数，对燃烧室压力和喷管扩张比进行了优化设计。计算结果表明．采用遗传算法能够有效地得到最小质量下设计变量的最优解。     

基于虚拟仪器技术的运载火箭锌银蓄电池组充放电设备研制

为解决当前运载火箭电池充放电设备的自动化程度低、手工作业风险大、缺乏有效故障诊断和处理系统等缺点,将虚拟仪器技术应用到运载火箭锌银蓄电池组充放电设备中,设计新型运载火箭锌银蓄电池组充放电设备。其测控系统由硬件与软件组成,硬件采用NI公司的PXI测控平台,软件由充电、放电和加温等3部分组成。通过出厂测试、发射场补充测试和软件测试,证明该设计能提高设备自动化、智能化程度。     

一种用于脉冲发动机的级间隔离装置设计

设计一种用于脉冲固体火箭发动机的级间隔离装置。介绍了级间隔离装置的设计要求与设计方案,然后进行了详细设计和仿真分析,对加工出的产品进行的承压试验、打开试验以及点火试验结果表明,本文设计的级间隔离装置能够满足脉冲发动机的使用要求。     

火箭喷管两相流动性能计算公式

为方便应用两相流动模型对火箭发动机进行性能预示以及提高性能预示精度,利用火箭喷管内的一维两相流动的数值计算数据,通过对火箭喷管一维两相流动参数与纯气相流动变化规律的对比计算与分析,得到火箭喷管在两相流动下的性能(包括质量流量、排气速度和压强比)计算公式.该计算公式考虑了两相流动中所有的因素,如比热比、凝聚相尺寸、凝聚相百分比,甚至喷管尺寸等,具有广泛的适应性.利用这些公式与理论计算结果进行了对比,结果表明其理论预示精度达到千分位至万分位,并使得两相流动模型在火箭发动机中的应用分析得到简化,有利于提高火箭发动机性能的预示精度.     

发动机引流推力矢量方案的内流场分析

对从发动机引流外喷进行推力矢量控制的方案进行了内流场计算与分析,比较了不同管径和引流管道喉部面积对引流效果的影响,结果表明：发动机引流对于发动机内流场的参数影响不大,燃烧室压力和温度变化不明显;引流管道的喉部面积占总喉部面积的百分比是影响喷流效果的主要参数;引流流量占总流量的比例略小于引流通道喉部面积所占比例;引流形成的侧向推力所占比例与引流流量所占比例相当,均略小于引流通道喉部面积所占比例;引流造成主动量推力下降幅度明显。