液体火箭发动机热力组件动力学模型

 为了评判不同假设条件下得出的几种热力组件动力学模型的特点和适用范围,对其频率特性进行分析,并探讨了主要参数的影响规律。对于双组元非等温燃气流,在低频范围内采用考虑熵波效应的绝热流动模型更加精确。燃烧温度与混合比关系的无量纲斜率值越大,推进剂流量波动产生的熵波影响越明显。通过在分布参数流动模型中添加指数衰减率来表示熵波随频率的增大而耗散。改进的声学模型形式简单,既能在低频范围内描述熵波,又能在高频范围表征熵波的耗散,可以在很宽的频率范围内合理地描述燃气流动的动态特性。     

基于MWorks的自动器-管路系统动态特性仿真

自动器是液体火箭发动机中用于调控工作过程的关键组件,其稳定性直接关系到系统的可靠性。为研究自动器管路系统的参数对系统动态特性的影响,根据液体火箭发动机系统中流量调节器、单向阀两种典型自动器的工作原理,基于国产自主化系统仿真软件平台MWorks,采用Modelica语言搭建流量调节器—管路系统和单向—管路系统模型,并分别开展了频域特性和时域特性仿真求解。考虑到MWorks以时间为仿真变量,为实现频域特性求解,将拉氏算子设置为全局变量,并通过拉氏算子与频率的关系以及频率随仿真时间变化的函数,得到频域参数随频率的变化曲线。结果表明：在MWorks中可通过以拉氏算子为变量的陈述式方程或传递矩阵形式的频域数学模型来构建液体火箭发动机组件频域模型,并可通过组件连接的方式完成系统动态特性仿真,且仿真结果满足精度需求。     

三组元空气加热器的缩尺试验研究

为了突破冲压发动机地面试验系统关键组件空气加热器稳定燃烧的关键技术,提出了一种液氧/酒精/空气三组元高效稳定的组织燃烧技术,对该加热器技术方案进行了缩尺试验研究,并验证了不同的空气流量比例对加热器点火特性和燃烧特性的影响.试验表明,该加热器具有点火可靠、启动迅速、燃烧稳定和大范围变工况的工作能力以及燃烧效率最高达到0.98的燃烧特性.研究发现,当加热器的空气流量比例由40％增加到70％时,并没有对点火启动特性和燃烧稳定性产生不利的影响,但是引起燃烧效率下降了0.03.从侧面验证了在液体火箭发动机燃烧器中增加少量的空气可以提高燃烧稳定性和燃烧效率.     

有源磁悬浮动态特性的测试与辨识

惯性仪表有源磁悬浮的动态特性实质上反映着其浮子组件五个自由度的动力学规律。针对时分式有源磁悬浮动态特性测试在工程实现上的具体困难， 基于多输入多输出（ Ｍ Ｉ Ｍ Ｏ） 系统的测试和辨识原理， 采用时分信号激励和近似的时序同步数据采集方法， 进行了磁悬浮各回路的时域测试和辨识， 结果表明， 开环状态下的浮子运动有一定交叉耦合关系， 在有源磁悬浮设计和调试中应当加以考虑。同时分析了辨识的可行性和可信度。     

某型固体火箭发动机不稳定燃烧仿真分析与试验

针对某型大长径比固体火箭发动机研制过程中,发动机地面试验出现不稳定燃烧的现象,结合声腔频率分析方法和地面试验过程中增加脉冲触发,对其产生不稳定燃烧的频率范围进行了分析,通过优化发动机型腔结构改变发动机固有声腔频率,消除了不稳定燃烧现象,优化后的发动机通过地面试验增加脉冲触发进行验证。结果表明,所采用的声腔频率分析方法、优化改进措施及脉冲触发验证方法有效。     

高频燃烧不稳定性的试验研究方法及面临的挑战

采用特征时间法分析了液体火箭发动机燃烧子过程的响应特性,指出了高频燃烧不稳定性试验研究的重点。介绍了国内外典型的高频燃烧不稳定性模拟实验方法与试验装置,认为推力室声学、低压燃烧不稳定性模拟试验以及喷嘴动力学试验研究是目前指导工程设计的主要途径,高压燃烧过程试验和光学测量技术是未来充分认识其激励机理的关键。     

宽范围变流量空气/液氧/酒精燃烧加热器试验

为了突破空气/液氧/酒精三组元宽范围变流量燃烧加热器可靠点火和稳定燃烧等关键技术,采用一种经过优化的直流喷嘴来组织燃烧,研制了宽范围变流量燃烧加热器并进行了点火试验,研究了其在10倍流量变化范围内的点火特性和燃烧性能。试验结果表明该燃烧加热器在10倍多的流量变化范围内实现了高效稳定燃烧,其中设计点的燃烧效率达到97%。加热器采用新型组织燃烧方式实现了宽范围变工况和低喷注压力下的可靠点火和稳定燃烧,其中加热器点火成功率100%,稳定工作过程中室压波动小于1%。加热器采用等离子点火火焰先进入燃烧室,随后氧化剂、燃料依次进入燃烧室的点火程序合理。     

航天动力发展的生力军——液氧甲烷火箭发动机

液氧甲烷火箭发动机具有成本低、性能好、重复使用、维护方便等优点,是极具发展潜力的未来航天动力。北京航天动力研究所在十一五期间开展了60t级液氧甲烷火箭发动机原型样机研究。进行了甲烷液氧气液缩尺喷注器燃烧试验和甲烷液氧液液喷注器低混合比燃烧试验,了解了甲烷液氧的燃烧特性、点火特性等。开展了涡轮泵和阀门等组件适应性研究。研究表明,液氧甲烷发动机燃烧稳定性好,易于维护,是未来航天的理想动力选择之一。     

超声速进气道及冲压发动机动态特性分析

基于小偏差线性化思想,利用超声速进气道动力学模型计算得到,进气道激波位置和波后压力的响应幅值随频率增大整体趋于减小,但在各阶纵向谐振频率上存在谐振峰。并进一步考虑了燃烧室加质燃烧,分析了冲压发动机气路动态特性,推导出适用于冲压发动机的集中燃烧模型,研究表明在燃油喷注流量的扰动下,冲压发动机幅频响应谐振峰显著。     

基于MEMS传感器的航天器振动特性测量方法研究及实现

为准确测量某卫星平台真实飞行过程发射主动段结构动力学响应及入轨阶段星板结构微振动特性,设计了一种新型MEMS振动测量系统,综合实现对卫星主动段及在轨阶段振动特性测量。针对卫星发射主动段振动冲击大、频谱范围宽且入轨段振动信号振幅和频率较低的特点,测量系统采用了大量程宽带压电式加速度计,以及国产MEMS加速度计和陀螺仪集成设计方案。卫星主动段各关键时段及在轨段各测量工况下的时域和频域冲击振动分析结果表明:测量系统压电加速度计、MEMS加速度计和MEMS陀螺仪均工作正常,测试数据完整有效,测量精度满足卫星结构动力学分析要求,输出结果符合指标要求,已具备产品化条件,具有广阔的应用前景。     

赫姆霍兹声腔声学特性实验研究

为了研究赫姆霍兹谐振器声腔结构参数变化对声学特性的影响,采用传递函数法在驻波管实验系统上进行了谐振器的冷态声学特性实验.实验结果表明:影响谐振频率的最大因素是声腔开口直径,其次是进口孔壁厚,其他因素如声腔长高比等影响较小;开口直径对谐振带宽影响最大且呈近似线性关系,其他参数则存在最优值能使得带宽最大、有效阻尼的频率范围最宽;多进口复合谐振声腔的谐振频率变化不大,而带宽增加显著.为确保有效抑制不稳定燃烧,赫姆霍兹谐振器声腔在设计和制造时应重点控制进口孔的相关状态参数.     

运载火箭摇摆发动机与全箭动力学特性耦合关系研究

针对运载火箭“摆动发动机-伺服回路”负载频率低,可能影响全箭弹性模态稳定性的问题,首先建立了包含“发动机-伺服回路”动力学模型的全箭动力学模型,分析了“发动机－伺服回路”负载频率对伺服机构传递函数和控制系统开环传递函数特性的影响,指出了“发动机－伺服回路”负载频率与箭体弹性模态之间的动力学耦合关系,给出了保证弹性模态稳定的谐振频率判据,最后计算了保证全箭弹性模态稳定的负载频率边界值,并通过仿真算例验证了结果的正确性。研究结果表明,“发动机－伺服回路”局部的负载频率通过惯性负载力矩作用与全箭弹性模态形成耦合,当负载频率位于上、下边界值范围之内时就会导致某些弹性模态不稳定,因此在实际工程中应对负载频率进行限制,以保证运载火箭的飞行安全。
     

直升机旋翼回波特性建模

给出了雷达半主动寻体制的直升机旋翼回波模型,分析了直升机旋翼回波的时频特性,以旋翼真实参数对模型进行了仿真,并研究了直升机旋翼回波在时域上的调制效应及频域分布特点。结果表明：理论模型所得结果与外场实验的导引头跟踪直升机实验数据吻合。     

导引头伺服机构消隙齿轮系统动力学特性分析

消隙齿轮广泛应用于导引头伺服机构惯性稳定平台传动系统中，用于消除回程误差，提高传动精度。目前，对消隙齿轮传动系统的动力学分析大多采用数值方法，然而在求解含时变啮合刚度和间隙的强非线性系统时耗时较长。本文利用集中质量法建立考虑时变啮合刚度的消隙齿轮系统动力学模型，通过对模型的无量纲及归一化处理，运用分段的增量谐波平衡法对消隙齿轮传动系统进行分析，并利用四阶Runge-Kutta法进行数值验证，研究了不同参数对消隙齿轮系统动力学特性的影响规律。结果表明:随扭簧刚度的提高，系统谐振频率也提高，且共振幅值降低;随内部激励的增加、阻尼比的减小，系统由周期运动逐渐变为混沌运动，且共振幅值增大。     

基于BDP模型的AP/HTPB推进剂燃速参数敏感性分析

稳态和非稳态燃烧模型对于研究AP/HTPB复合推进剂中低频下的压强耦合特性问题是十分重要的,可信的稳态计算结果是非稳态计算的前提。在应用稳态燃烧模型对推进剂的燃速进行计算时,参数值的选取对计算结果具有很大的影响。针对AP/HTPB复合推进剂燃烧特性,在BDP多火焰结构理论的基础上,采用了AP/HTPB复合推进剂稳态燃烧模型,并对模型进行了数值计算,研究了AP和HTPB的指前因子和活化能及δ参数对推进剂燃速的影响。计算结果表明,AP活化能Es,ap的取值对推进剂燃速结果影响较大,在高压下更为敏感;HTPB的指前因子As,b对燃速几乎没有影响,其活化能Es,b对燃速影响较小,高压条件下,影响作用略微增强;参数δ值的选取对计算燃速值影响很大。     

固体火箭发动机结构动力学的几个问题

本文简要介绍了研究固体火箭发动机结构动力学的意义和方法;明确指出研究的重点应是发动机内部的动态特性,并举例说明固体火箭发动机的动态特性与燃烧不稳定性有密切的关系。     

同轴离心式喷嘴热声不稳定性递归网络分析

为获得同轴离心式喷嘴燃烧动力学特性,开展了喷注单元稳定性试验研究.试验中随着混合比的增加,系统依次经历了燃烧噪声状态、阵发状态和准周期振荡状态.采用递归网络方法对实验结果进行分析,获得了典型工况下的网络拓扑图.燃烧噪声状态体现出随机特征,阵发状态体现出中央聚集和极限环边界特征,准周期振荡状态体现出宽边界圆环特征.利用网...     

500吨级液氧煤油发动机结构动态特性

为获得我国载人登月运载系统用500吨级液氧煤油发动机结构动态特性,采用有限元方法对发动机整机结构进行了模态计算分析,并对影响结构动态特性的相关因素进行了分析,获得了发动机的模态参数以及优化结构低频特性的有效途径。针对该发动机零部组件多、结构复杂度高的特点,采用子结构有限元模型组装并结合部分组件试验的方式建立了整机结构的有限元仿真模型。计算结果表明,在目前设计状态下,发动机的首阶模态频率约为8.8 Hz。进一步优化表明,通过增大工艺拉杆倾角,可显著提升伺服回路在相应方向上的横向刚度,从而使该方向上的模态频率得到大幅提升。     

基于化学动力的强迫对流下硼粒子的燃烧特性

系统研究了固体火箭冲压发动机燃烧室内强迫对流下的硼粒子燃烧特性,考虑详细的化学动力学机理和气相凝结过程,建立了强迫对流下硼粒子燃烧特性物理数学模型;采用有限体积法求解含组分反应和输运过程的二维轴对称控制方程组,并验证了数值求解方法的正确性。研究了来流相对速度、硼粒子的半径、环境压力、氧气质量分数、环境温度等因素对强迫对流下硼粒子燃烧特性的影响,并详细分析了各因素的作用机制。研究结果表明,强迫对流下的硼粒子多组分燃烧火焰呈轴对称结构;当来流相对速度、粒子的半径、环境压力、环境中氧气质量分数增加时,硼粒子总的燃烧反应消耗速率加大;当硼粒子远离熄火边界时,环境温度对硼粒子总的反应速率影响较小。     

基于激光激励的火工冲击响应及其特性研究

针对传统火工冲击激励方法在频率范围方面的局限性，研究新兴的激光激励方式、激励特性及其参数的影响，探究模拟火工冲击试验的可行性。首先参考经典的冲击试验方法，制定了激光激励试验的试验方案，设计了试验装置并进行了冲击试验；然后针对火工冲击和激光激励的试验结果，在时域、频域进行了时频分析和响应谱分析与对比；最后依据该试验方法，讨论了激光脉冲频率和激光脉冲能量对冲击响应的影响。研究提出的激光激励方法对火工冲击机理研究与地面模拟试验设计具有一定的参考价值。