基于机电伺服系统的珠承喷管推力矢量控制技术研究

对基于机电伺服系统作为控制执行机构,采用珠承喷管技术作为固体火箭发动机喷管的推力矢量控制进行了研究分析,给出了固体火箭发动机珠承喷管的负载动力学特性,并基于机电伺服系统对推力矢量控制的整体特性进行了探讨。     

合作共赢

正我国推力最大分段式固体火箭发动机试车成功8月2日,由中国航天科技集团四院自主研制的我国直径最大、装药量最大、推力最大的固体火箭发动机——3米2分段大型固体火箭助推发动机地面热试车圆满成功。试验的成功,进一步验证了我国大型分段式固体火箭发动机设计方案及其关键技术,标志着中国已经掌握大型固体火箭助推发动机关键技术,也表明我国新一代运载火箭固体助推技术又向前迈进了一大步。     

固体火箭发动机试车架中推力架的结构分析研究

利用SohdWorks三维设计软件对固体火箭发动机试车架的推力架进行三维实体建模,并运用CosmosWorks软件对其进行有限元计算分析.揭示了推力架结构中应力分布规律,验证了该结构安全可靠,并对推力架的加强环进行了设计情形分析.     

基于改进粒子群算法的固体火箭发动机总体设计优化方法

针对固体火箭发动机总体设计过程中各设计变量耦合关系复杂、优化求解效率低等问题,以提高质量比冲I0为目标函数,建立了固体火箭发动机总体优化设计数学模型;在经典粒子群优化算法的基础上引入自适应调整惯性因子,提出了一种基于改进粒子群算法的固体火箭发动机总体设计优化方法。算例表明该方法同时兼顾了全局和局部的寻优能力,收敛速度快,可有效提高固体火箭发动机总体设计质量,具有较好的可行性和实用性。     

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。     

固体火箭冲压发动机试验测控的虚拟仪器实现

在深入分析固体火箭冲压发动机试验参数特点及进气模拟对控制系统要求的基础上,提出发动机温度、压力、流量及推力测量和进气模拟的虚拟仪器实现方案。利用LabVIEW测量与自动化软件开发平台,开发了适用固体火箭冲压发动机试验推力、压力、流量和温度测量的数据采集软件。基于PID控制器开发了温度、压力调节控制软件,能根据试验要求自动地调节空气和燃油的流量,实现进气温度、压力模拟和试验过程控制。     

某型发动机装药设计及试验研究

根据技术指标要求,设计一款小型固体火箭发动机,受结构尺寸限制,燃烧室空间有限,故设计多管装药结构.试验验证阶段发现推力-时间曲线与理论设计不符,为此展开研究分析.     

发动机推力销推力校准试验研究

为了实时测量发动机的推力,通过对发动机推力销进行应变改装,进而通过应变测量的方法来获得发动机推力。将应变测量的电信号转换成发动机的推力数据,需要通过地面推力校准试验来获得推力销的应变和推力的对应关系。首先对某发动机推力销进行三维数值仿真有限元计算,得到推力销的应变分布规律,筛选出应变片粘贴位置。然后对推力销进行三次实验室推力校准加载试验,得到推力校准曲线和方程,并对试验结果进行了数据处理和分析,得到的推力校准方程的线性度、重复度和精度都很好,完全满足实时测量发动机推力的需求。     

轴对称矢量喷管动力学仿真与分析

在对飞机发动机轴对称矢量喷管结构和工作原理进行研究和分析之后,利用UG软件实体模块建立了固体火箭喷管的机构模型。将装配好的固体火箭喷管各构件导入MSC.ADAMS软件中,施加相应约束,构建了该固体火箭喷管的动力学仿真模型,在MSC.ADAMS软件中对固体火箭发动机轴对称矢量喷管的收扩、偏转运动进行了仿真。最终通过仿真获得了固体火箭喷管机构各环节的受载和动态特性数据,为简化新产品的建模、热态特性仿真、获取机构动态特性及加速新产品研发提供了重要的理论依据。     

某卫星液体火箭发动机推力偏心测试技术研究

卫星火箭发动机推力矢量测试,是一项高新技术火箭测试技术.根据某卫星液体火箭发动机推力矢量的特点和测量要求,阐述了待测推力矢量参数的定义,然后对转台测试原理和计算方法进行了简单的介绍.     

Controlling plant dynamics change characteristics in thrust response of hybrid rocket engine

The hybrid rocket engine (HRE) has attracted much attention as one of the promising engines for the propulsive subsystem of a VTVL. A recent study reported that the thrust response in HRE exhibits different delay curves depending on the direction of thrust modulation, which is a typical example of system nonlinearity called as plant dynamics change (PDC). A series of step response tests was conducted to investigate the PDC occurrence and its nonlinear characteristics in HRE combustion by measuring response delays of various components. Test results confirmed that thrust response delay varied depending on the thrust direction and thrust range, and thus PDC of different characteristics occurred. In addition, results showed that the hysteresis of the chamber response is the critical factor related to the development of PDC. To improve the thrust control accuracy of the VTVL system simply by reducing the PDC in HRE thrust control, advanced PID control method with gain scheduling was used. In the result, the size of the integrated absolute error (IAE) was successfully reduced. In addition, the results confirmed that PID with gain scheduling can be an effective solution to improve the thrust control accuracy of VTVL using a hybrid rocket engine.

     

当量比对脉冲爆震火箭发动机性能影响的实验研究

简述了脉冲爆震火箭发动机(PDRE)的实验系统,在12 Hz的频率下,以煤油为燃料,以氧气为氧化剂,进行了当量比在0.5~1.7下推力随当量比变化的实验,并计算出比冲值。结果表明:当量比在0.5~1.7之间时,此PDRE的推力和比冲随着当量比的增加而增加。     

Simulation of response characteristic of VTVL system with hybrid rocket engine

To determine the suitability of the control performance of the VTVL system with hybrid rocket engine, simulations were done for the vertical and horizontal motion using various engine data. In the simulation, the thrust modulation characteristics of each engine were modeled with the same second-order transfer function in all cases. The results showed that the VTVL system with HRE showed better performance in terms of vertical motion error and touch down speed. In addition, this confirms the possibility for successful VTVL flight missions using HRE. In the next step, a better control algorithm and an efficient control technique will be attempted for developing the VTVL demonstrator.

     

Design, calibration and error analysis of a piezoelectric thrust dynamometer for small thrust liquid pulsed rocket engines

Small thrust liquid pulsed rocket engines operating in pulsed mode have gained a good reputation in attitude control applications for their potential reliability and efficiency. However, the pulsed characteristic creates a difficult measurement problem. In this paper, a novel thrust dynamometer with high natural frequency is developed for accurately measuring the pulsed thrust. It consists of two shear mode piezoelectric quartz crystal sensors and an integral shell. The sensors are inserted into unique double-elastic-half-ring grooves with an interference fit. Stiffness equations of the shell which are used to estimate the amount of interference are derived. The thrust dynamometer is calibrated both statically and dynamically. Static calibration uncertainty is evaluated. A trapezoidal impulse force is used to simulate the pulsed thrust for further characterizing the dynamic measurement performance of the thrust dynamometer. An evaluation algorithm of dynamic error is presented and used to evaluate the results of the dynamic simulation. The results show the thrust dynamometer has high sensitivity and natural frequency, good linearity and repeatability, and excellent dynamic performance. It can accurately trace trapezoidal thrust signal of 50 Hz without waveform distortion.     

脉冲爆震火箭发动机数值模拟研究

脉冲爆震火箭发动机是一种利用脉冲式爆震波产生高温、高压燃气发出的冲量来产生推力的新型推进系统。与常规液体火箭发动机相比,脉冲爆震火箭发动机具有更高的性能,并且结构更简单。本文应用特征线法给出一维爆震波在爆震管内的传播过程的解析解。对爆震波到达爆震管口后发动机的非定常排气流动过程进行了二维数值模拟,并对比了无喷管和带3种不同形式喷管(收敛喷管、收敛扩张喷管和扩张喷管)对发动机推力等性能参数的影响。     

固体火箭发动机插芯恒温远程控制系统

恒温插芯可以确保固体火箭发动机的制造质量,远程控制可以避免事故突发带来的人员伤亡.本文从上述两点出发,介绍了为某特殊行业研究开发的恒温远程控制系统,并成功地应用于固体火箭发动机的生产.     

基于PMAC和组态的推进剂模拟整形系统

介绍了基于PMAC和组态的远程监控系统在小型固体火箭推进剂模拟整形系统中的应用,数控系统以PMAC及PLC为核心,通过模拟加工、数据采集实现了系统的远程监控。数控系统的控制方式灵活方便,得到的实验数据为固体火箭推进剂模拟整形的进一步研究提供了宝贵的依据。     

柴油机噪声测试与分析系统的开发及应用

基于近场声全息(NAH)技术及空间快速傅里叶变换(FFT)算法,利用虚拟仪器软件Labview开发了柴油机噪声测试与分析系统;对系统中的数据采集模块、NAH模块、仿真程式模块进行了分析;通过已知声源进行仿真模型校正,该系统具有对噪声进行频域分析及识别的功能.该文以直列四缸涡轮增压柴油机为测试对象,在次推力侧主要对180...     

基于涡轮导向器喉道流量函数法的发动机进口空气流量计算

发动机性能飞行试验中,关键因素之一是确定发动机进口空气流量。考虑到发动机空中性能确定是一个非常复杂的过程,在飞行试验中,应准备多种方案互为备份,以防止某一特定方案由于若干测量参数失效而无法使用。所以,本文参考和改进了应用于国外某大涵道比发动机的高压涡轮导向器喉道截面流量函数计算法,根据地面台架校准试验,获取基于小涵道比涡扇发动机的高压涡轮导向器喉道无量纲组合参数,将其应用到飞行试验中,利用能量守恒和流量守恒,即可得到发动机进口空气流量。计算结果显示,与Gasturb软件计算结果吻合度高。最后,进行了参数敏感性分析,确定出试验中测量需求精度高的参数,这对小涵道比发动机试飞以及性能确定有很重要的意义。