固体火箭发动机推力测试曲线的处理算法优化

当前固体火箭发动机推力测试中人工处理数据误差大,效率低等缺陷.在采用GJB770-2005发动机静止实验法的基础上,组建基于内插式A/D采集卡的PCI总线测试系统,通过分析固体火箭发动机测试的工作时间、采样速率以及精度要求等,提出了一种固体火箭发动机推力曲线自动处理算法.通过仿真实验表明,设计的固体火箭发动机推力测试系统数据处理算法正确可行,解决了推力数据处理中手工作图法效率低、随机性大等缺点,和手工数据处理方法进行对比,其推力各参数测试精度在1.5％以内,且测试稳定性好,实现了固体火箭发动机出厂检验的自动化测试.     

涡流阀式变推力发动机性能影响因素数值研究

先进的推力调节技术一直是固体火箭发动机发展的重要方向之一,利用旋流效应的涡流阀方案是固发推力调节的一种有效方式.文中采用建立的三维数值模型,对影响涡流阀式变推力发动机调节性能的几何结构、控制气流属性等因素开展了数值研究.计算结果表明:控制气流动量是影响推力调节性能的一个重要参数,推力调节比随着控制流质量流率和喷射速度的增加而增加;在一定控制流量下适当减小控制气流喷孔直径可以提高调节性能;减小涡流室高度可以一定程度上提高发动机调节性能,但是会增加气流与壁面的摩擦损失;增加涡流室半径可以提高调节性能,但是会增加发动机消极质量;由于分子量较小,氦气作为控制气流的工况比氮气作为控制气流的工况可以达到更高的推力调节比、更小的比冲损失;通过拟舍得到了控制流流量、温度与调节性能之间的曲线关系,在不变涡流阀发动机构型的条件下,可以通过公式预测不同流量、温度下的发动机性能.研究结果为变推力发动机设计与优化提供了参考.     

应用隔板抑制液体火箭发动机不稳定燃烧的数值模拟

对液体火箭发动机燃烧室内有隔板和无隔板两种情况进行了燃烧不稳定性数值模拟。气相控制方程组在欧拉坐标系下描述，对方程组用预测校正步差分格式求解；液相控制方程组在拉格朗日坐标系下描述，液相蒸发规律用高压蒸发模型来计算。湍流模型采用ｋ－ε双方程模型，湍流燃烧模型采用ＥＢＵ模型。在计算出有隔板和无隔板的燃烧室内热态解稳态参数值后，通过加入初始扰动来模拟爆炸弹对燃烧稳定性的评定试验，比较了燃烧室头部有隔板和     

小推力液体火箭推进系统脉冲工况数值模拟

给出了液体火箭推进系统脉冲工作过程数值仿真模型；基于管道中一维流动力学方程的特征线解法，微分方程用差分解法，边界条件直接含在了模型中；对影响发动机多脉冲起动的主要参数进行了数值计算，计算结果与试验中发动机的工作参数具有较好的一致性；仿真软件和所得结果对小推力液体火箭推进系统设计具有重要参考价值。     

小推力液体火箭发动机沉降型液膜冷却液膜长度研究

沉降型液膜冷却是指从喷嘴向壁面以一定角度喷注某种液滴,液滴到达壁面沉降形成液膜,实现对壁面热防护的一种方法,常用于小推力液体火箭发动机热防护系统中.采用Stechaman半经验方法对决定液膜冷却效果的关键参数——液膜长度求解.采用k-w模型描述湍流流动、Eulerian-Lagrangian模型描述两相流,采用C/C++语言编写Bai-Gosman液滴撞壁模型程序,采用数值模拟推进剂液滴撞壁后复杂的状态变化过程,考虑壁面热辐射,对400N双组元MMH/NTO自然推进剂发动机推力室内的蒸发、流动、燃烧和传热过程进行了数值模拟.在采用半经验公式方法求解液膜长度的过程中,分析了液膜流量对液膜长度的影响,研究了该方法的实际应用情况.实验结果表明,该方法可以较好地计算液膜长度,计算结果与实验具有较高的一致性,对工程实践具有重要的指导意义.     

火箭推力测量用双量程力传感器初探

分析了单室双推力火箭发动机两级推力及动态力测试中存在的问题,并由此设计了可兼顾单室双推力火箭发动机两级推力测试的新型双量程测力传感器。分析表明,这种双量程测力传感器既可以连续测量发动机两级推力,又提高了其测量灵敏度和精度。     

模态区间在液体火箭发动机故障诊断中的应用

基于模型的故障诊断方法在处理具有不确定参数的复杂非线性系统时,由于仿真结果的不精确导致诊断错误.而传统的区间算法又容易发散,为此,引入模态区间分析方法对含有不确定性参数的非线性系统进行建模仿真和故障诊断.模态区间分析方法通过定义逻辑谓词对区间进行语义解释,从而得出系统工作区间的精确包络线,在此基础上进行的故障检测与诊断是可靠的.利用模态区间分析方法对某大型液体火箭发动机进行模拟仿真与故障诊断,结果表明:得到的系统工作区间包络线是正确的,进行故障诊断得到的结果是真实可靠的.     

高频脉冲爆震火箭发动机的试验研究

文章采取了一些提高脉冲爆震火箭发动机工作频率的措施,并在脉冲爆震火箭发动机模型上进行了一系列试验研究。试验中对脉冲爆震火箭发动机模型的推力和沿程压力进行了测量,为了提高推力测量的准确性,该研究对推力测量系统进行原位校准。试验结果表明,该模型的工作频率能够达到40 Hz,校准后的推力测量结果接近理论推力。工作频率为35 Hz时,爆震压力峰值超过3.4MPa,该模型校准后的时均推力为43.9 N。工作频率为40 Hz时,爆震压力峰值3.2 MPa,该模型校准后的时均推力为50 N。     

液体火箭发动机冲击响应谱分析计算方法

基于Matlab软件包,对液体火箭发动机地面试验时的冲击信号进行了冲击响应谱计算软件的开发.利用改进递归滤波器方法分析单自由度二阶系统冲击响应谱计算原理,对软件的编制、程序验证以及地面试验数据处理进行了介绍.编制的软件可快速、方便的进行液体火箭发动机冲击响应谱分析,为地面试验数据的深入分析提供了辅助手段.     

大型火箭发动机自动顶芯脱模系统

为实现大型火箭发动机中的芯棒与推进剂分离，设计了大型火箭发动机自动顶芯脱模系统,该系统可对脱模过程中的力及顶芯油缸压力进行在线监测，当系统出现异常时，可进行报警并处理故障，避免事故发生，该系统对火箭发动机实现安全生产具有现实意义。     

液体火箭爆炸污染实验系统的研制

本文介绍了基于ＧＰＩＢ总线接口和ＰＣ计算机的液体推进剂火箭爆炸污染参数测试系统,叙述了该系统的硬件组成和软件方案。由于ＧＰＩＢ总线接口的采用,简化了系统的硬件结构,提高了系统的测试精度和稳定可靠性。     

空气涡轮液体火箭发动机建模与仿真研究

空气涡轮火箭发动机ATR(AeroTurbo Rocket)是一种吸气式组合推进装置,可以作为战术导弹、巡航导弹和重复式二级入轨航行器的一级动力等不同任务背景飞行器动力而引起关注.文章建立了液体推进剂ATR发动机非线性气动热力模型,模型考虑变比热容影响,并将发生器与主燃烧室热力计算模块与涡轮发动机仿真迭代计算模块集成,开发了仿真软件,可用于ATR发动机设计点和非设计点特性计算.文中分析了热力循环参数对液体推进剂ATR发动机性能的影响,通过性能仿真研究了发动机特性.结果表明:ATR发动机压气机增压比可大幅降低,既提高了比冲也使结构复杂性降低;需匹配各部件设计参数,使大工况范围内部件工作在温度压力许可范围.     

固体火箭发动机集成初步设计CAD系统研究

系统论述固体火箭发动机设计的特征后,构造了发动机CAD系统框架,并对该系统的主要组成模块的设计进行了有效的探索,加速了CAD技术在固体火箭发动机设计中的应用。已成功地研制了系统的几个重要模块,在工程中得到了应用,并提出了可行的深入研究方案。研究结果可为固体火箭发动机CAD系统研制提供重要的技术参考。     

俄新型火箭发动机——RD-191

据报道,俄罗斯成功研发了一种多用途可重复使用的液体推进剂火箭发动机——RD-191。     

计算机数值模拟与仿真在液体火箭发动机喷雾燃烧设计中的应用

讨论了计算机数值模拟与仿真技术在液体火箭发动机喷雾燃烧设计中的应用并提出了进一步发展的意见。     

涡扇发动机组合变几何调节优化方法研究

基于单纯形及惩罚函数法，建立了涡扇发动机扩稳和改善性能的多变量变几何组合优化方法。在给定的喷管面积、风扇导叶、压气机导叶及静叶变几何规律下，应用该方法对某型涡扇发动机巡航状态性能和稳定工作范围进行了多变量变几何优化分析。结果表明，在保持推力一定的条件下，实施多变量变几何优化调节不仅可显著提高发动机压缩系统稳定裕度，而且还能明显改善发动机性能。     

硅橡胶在固体火箭发动机中的应用研究综述

综述了国内外对硅橡胶在固体火箭发动机中作绝热包覆材料所进行的应用研究，强调了硅橡胶的优点以及就用中要注意解决的几个关键技术。