某型号固体火箭发动机推力矢量控制系统接触承载性能分析

某型号固体火箭发动机推力矢量控制系统的结构设计,必须保证在承受极端工作载荷时,喷管不能有大的轴向位移,阴、阳球与滚动体间具有一定的接触强度,同时不产生过量的塑性变形,属于复杂结构在复杂载荷作用下的弹塑性摩擦接触问题,无法解析计算且无法试验测量。为解决决定系统结构设计和功能发挥的接触承载性能这一关键问题,模拟系统冷试车试验,充分考虑材料表面强化层,建立各构件间的弹塑性摩擦接触模型。基于计算精度高的三维摩擦接触问题的Lagrange乘子法,解决了与弹塑性耦合的有限元计算问题。计算分析喷管位移,阴球、阳球与滚动体间的接触应力、摩擦应力、变形分布及材料破坏机理。通过与冷试车试验结果的对比分析,检验系统接触承载性能、有限元法及结果的正确性。为该型号推力矢量控制系统的设计提供一种更为高效、精确的计算方法。     

磨光法在固体火箭发动机推力信号处理中的应用

火箭发动机起爆后产生的推力是火箭类武器的关键参数,在火箭发动机研制和生产中需要测试。传统的数据处理方法由于采用人工判读,存在自动化程度低、测量误差大等缺点。依据GJB770-2005标准中固体火箭发动机静止实验法的有关规定,提出了一种推力曲线磨光算法,对推力离散数据进行曲线拟合,保证了求取曲线关键点的精度。经过对实测的数据进行仿真实验,证明设计的算法结果准确,一致性好,能够满足固体火箭发动机推力测量的需要。     

固体火箭发动机夹具力矩计算方法的研究

固体火箭发动机在进行径向振动试验时,通常通过上、下弧座固定在振动台面上,若对弧座连接螺栓预紧力的施加不合理,则会对发动机造成不同程度的损伤。从固体火箭发动机安装弧座连接螺栓的预紧力开始分析,研究了一种螺栓最大拧紧力矩、最小拧紧力矩的计算方法,提出推荐拧紧力矩,并通过某型号固体火箭发动机振动试验实例验证了该方法的可行性。为固体火箭发动机径向振动试验提供了一种可参考的螺栓拧紧力矩确定方法,且对于今后的发动机径向夹具设计具有重要的指导意义。     

固体火箭发动机药柱整形装备机电耦联动力学建模与计算

机电耦联系统动力学系统是典型的多输入、多输出、非线性、强耦合、不确定性系统.机电耦联系统动力学的建模与计算对于深入研究机电一体化装备整机动力学性能,改善控制精度等方面具有重要意义.据此,针对固体火箭药柱整形装备主轴部件2自由度机电耦联系统,运用Park变换推导该系统基于伺服电动机dq0坐标系的拉格朗日-麦克斯韦方程,建立包括机构、伺服电动机和控制器的系统微分方程组.该机电耦联动力学建模方法不需测量电动机的磁路尺寸,只要测量电动机dq0坐标系绕组电感和永磁体磁链的幅值就可直接列出微分方程,推导简洁高效,便于应用.动力学微分方程求解采用稳定性较好、数值精度较高的Hamming方法实现方程组高效的求解.仿真结果证明动力学微分方程推导正确,求解高效.     

基于虚拟仪器技术的固体火箭发动机测试系统

虚拟仪器是计算机技术在仪器仪表领域中应用所形成的一种新型的、富有生命力的仪器种类，广泛应用于航空航天，工业自动化等领域。在介绍了虚拟仪器开发平台LabVIEW的基础上，详细讨论了虚拟仪器在固体火箭发动机测试系统上的应用。并阐述了虚拟仪器在测控等仪器测试领域中应用前景。     

固体火箭发动机点火压力研究

针对某试验用固体火箭发动机,研究在点火过程中产生的冲击载荷对单孔药柱内孔通道及环形通道内压力变化的影响。采用PVC塑料代替硬质改性双基推进剂、单根单孔管装药和自由装填发动机进行试验,通过改变点火药量,对得到的数据进行对比。试验结果,表明点火药量越大,药柱内外壁所受压差也越大,且压差的振荡也越明显;在点火药量相同的情况下,药柱距离点火具越近的部分所受的压差变化越大。     

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.     

固体火箭发动机滚动球窝喷管摆动性能分析

某固体火箭发动滚动球窝喷管结构设计,必须保证在承受极端工作载荷时,系统满足最大摆角要求,摆心漂移及作动力矩皆在设计许可范围内。系统摆动中,其接头内部,滚动体与阴、阳球及保持架接触碰撞,各构件运动状态复杂。为解决决定系统结构设计和功能发挥的摆动性能这一关键问题,用并联非线性弹簧阻尼器,模拟滚动体与保持架间的弹性碰撞;用有限元法为数学工具,以阴、阳球的模态柔性描述其弹性,同时引入弹塑性摩擦接触变形的数值计算结果,建立滚动体与阴、阳球间的弹塑性接触模型;基于第一类Lagrange动力学方程,建立冷试车状态系统刚柔耦合多体动力学模型。计算分析系统摆动规律、摆心漂移及作动力矩。通过与系统冷试车及发动机热试车试验所测力矩的对比论证,检验系统结构设计、动力学建模及计算结果的正确性。     

小推力液体火箭发动机地面试验系统设计

某靶标巡航系统采用了小推力液体火箭发动机,该火箭发动机关系到整个靶标系统的可靠性。分析了该巡航系统小推力液体火箭发动机,设计了其地面试验系统,分析得到了系统搭建的关键参数,提出了贮箱自动稳压与系统测试方案,从而为试验系统应用提供了理论依据。     

固体火箭发动机壳体的随机有限元分析

利用二阶矩法推导出圆柱壳和椭球壳基于弹性失效设计准则的中径公式的可靠度指标计算公式,并将其应用于某型号固体火箭发动机壳体的算例中.同时,利用Ansys软件建立该固体火箭发动机壳体有限元模型,在确定性有限元分析的基础上,对其进行随机有限元分析,求出结构的可靠度.分析表明,以材料的力学性能参数、壳体的几何参数为随机变量的固体火箭发动机壳体的可靠性设计是科学和必要的.最后,对输出的功能函数进行灵敏度分析,为结构参数的优化设计提供参考.     

固体火箭发动机药柱几何燃面退移仿真及程序实现

介绍了固体火箭发动机装药几何燃烧的一种仿真方法,应用3DStudio MAX造型,通过软件将3D文件转成C++程序语句导入OpenGL,使用OpenGL应用程序编程计算,可以模拟出燃面推移过程,得到模型分析数据计算出药柱的几何质量特性,给出了方法的基本原理和程序的说明,并给出了算例。     

某火箭发动机高速旋转试车台旋转架一体化设计与分析

介绍了一种火箭发动机高速自旋试车台旋转架的一体化设计和分析。旋转架的作用是将发动机固定并连同发动机高速旋转的装置,该装置可以适应大小、长短不同的某一系列发动机的实验。文中针对旋转架在高速旋转情况下的载荷,对旋转架进行了一体化设计,并利用有限元分析软件对该结构进行了力学分析和设计优化。     

固体火箭发动机抗烧蚀防热涂层的研究

直径及开口都较大的固体火箭发动机燃烧室大都采用橡胶基绝热层,但是,对于长细比大,或者是开口较小的客体,采用橡胶基绝热层在工艺上难以实现.为了寻找同时具备隔热效果良好,且针对小口径壳体工艺可行性高的内防热材料,我们开展了以环氧树脂、橡胶为基体,云母粉等耐高温无机填料组成的防热材料.通过试件测试及产品验证,证明该防热涂层也是固发燃烧室一种较为适宜的烧蚀防热材料,它不受被保护产品的几何形状限制,烧蚀率较小.     

基于极点配置的推力矢量伺服系统控制策略研究

针对推力矢量伺服系统提出了一种采用状态反馈对系统极点进行配置的方法,同时采用该方法设计了Luenberger状态观测器,在此基础上实现了伺服系统的稳态控制。通过仿真和实验表明,采用该方法设计的推力矢量伺服系统的性能优于基于输出反馈的PI-陷波滤波控制的系统性能。     

一度故障模式下推力矢量控制系统定位精度研究

以某型运载火箭前支点柔性喷管位置伺服系统为研究对象,分析了喷管全轴摆动条件下俯仰、偏航通道作动器的运动牵连问题。结合工程经验,介绍了推力矢量控制系统的解耦控制及位置反解、正解算法求解方案,分析了运动求解算法的工程实现方案。在此基础上,探讨在伺服电机极性反向的一度故障模式下,通过优化调整系统位置反解、正解运动控制算法,解决系统的运动学解耦和运动精度控制问题。试验结果表明,优化算法后的推力矢量控制系统具有良好的喷管姿态角控制精度,保证了产品的研制配套周期,具有较高的工程应用意义和参考价值。     

异步电机无速度传感器控制系统的设计

介绍异步电机的无速度矢量控制系统的原理和实现方法,该种方法具有稳定性高、市场前景好等特点。     

异步电动机矢量控制系统仿真研究

以异步电机矢量控制原理为基础,通过坐标变换和转子磁链位置计算,利用Matlab/Simulink构建一种异步电动机矢量控制系统的模型。通过仿真不仅验证了模型的正确性,而且还为实际调速系统控制算法实现提供可靠的分析依据。     

基于模糊逻辑的感应电机矢量控制系统仿真

通过对感应电动机动态电磁关系的分析,引出了感应电动机的数学模型和在M-T坐标系上的数学模型表达式,指出了感应电动机的模型是一多变量、强耦合的非线性系统。将模糊控制技术应用于感应电机的变频调速中,设计了一种转速模糊控制器,并用MATLAB/Simulink对基于模糊控制的感应电机矢量控制系统进行了仿真。仿真结果表明:对于感应电机来说,模糊控制器的控制性能优于常规的PID控制器。