氢/氧火箭发动机试验自动紧急关机程序设计

在氢/氧火箭发动机试验过程中,对发动机关键参数进行监测,及时发现异常或故障趋势,并快速实施自动紧急关机是非常重要的.本文在Pacific 6000数据采集控制系统的基础上,使用Visual C++开发环境对其自带的采集软件PI660进行二次开发,实现高精度自动紧急关机判读功能.在紧急关机程序设计中,定时器的精度直接影响判读的准确性,通过对几种定时器精度的测试和分析,选取“多媒体定时器”用于自动紧急关机程序,并结合Pacif-ic 6000数据采集控制系统的特性,综合分析了自动紧急关机程序的响应时间及可靠性.     

基于VC＋＋的液氧/煤油动力系统自动紧急关机软件设计与应用

自动紧急关机系统是火箭动力系统试验的关键环节,是推进系统和试验台的有力安全保障。针对液氧/煤油动力系统热试车威力大、响应快的系统特性,研发了基于VXI的数据采集系统及紧急关机系统,依据功能需求设计开发了基于VC＋＋的关机判读软件。首先设计了关机判读软件系统的采集、报警、实时存储、图像显示等基本功能模块,其次阐述了基于VC＋＋的关机判读软件的具体实施方案,包括软件应用环境和核心程序流程,展示了关机判读软件的应用主界面;详细分析了影响自动关机响应时间的主要因素;通过一百多组模拟数据进行了软件功能性、故障检测能力等多方面的测试,实时性和准确度均达到了系统设计要求。某次液氧/煤油动力系统热试车对本系统的应用进一步验证了其性能的优异性。     

推力室响应特性模拟试验研究

液体火箭发动机推力室响应特性包括起动加速性及关机减速性,这些都是考核发动机性能的指标,其通常结合发动机的热试车进行测量.本文提出了一种间接测量推力室响应时间的方法,即通过测量发动机相关部件的充填时间等参数估算推力室响应特性,然后对该方法的误差进行了分析.文中还介绍了具体的试验方案和试验结果,讨论了本方法的应用效果和发展前景.     

液体火箭发动机水击特性仿真及试验研究

建立了液体火箭发动机水击压力的模型,进行了数值仿真和试验对比分析,研究了影响液体火箭发动机水击压力的影响因素,讨论了发动机关机后推进剂管路的压力瞬变特性,从而验证了数值模拟的正确性。     

中国

长七火箭芯二级动力系统试车圆满成功 据中国载人航天工程网报道,8月29日,在航天科技集团公司六院101所进行的长征七号运载火箭芯二级动力系统热试车试验取得圆满成功。火箭芯二级配置4台液氧煤油发动机,其中两机固定,两机双向摇摆。试验中发动机正常点火。各系统工作状态良好,并按程序定时关机。经试验数据判读,各项参数满足设计要求。试验取得圆满成功。     

火箭发射中的紧急关机研究

火箭发射在点火过程中发生故障时通常采用紧急关机来保证发射安全，其中最常用的是定时紧急关机。本文从发射安全入手，在研究发动机组成原理、点火关机方式、故障模式的基础上，通过计算，指出定时紧急关机存在缺少对点火过程的实时监控，当出现不对称点火故障时不能及时关机的隐患。在此基础上提出了通过对火箭点火过程的实时监控和故障判别，发生故障后适时关机的解决思路。     

粉末火箭发动机推力调节试验研究

为了验证粉末火箭发动机的多次点火启动及推力调节等技术,利用设计的发动机开展了试验研究。研究结果表明,在高能火花塞作用下,粉末火箭发动机可实现多次点火启动及关机,且启动及关机的次数、时间间隔等可随意调节;通过调节粉末燃料和氧化剂的流量,可实现粉末火箭发动机的推力调节技术,推力调节比达到6.5。     

美国火箭公司后年发射混合推进火箭

美国火箭公司最近对迄今试验过的最大的固液混合火箭发动机进行了试验,并计划在1995年进行亚轨道飞行之前,对另5台发动机进行试验。 1989年10月5日,该公司曾试图使用这种发动机进行亚轨道发射,但由于液氧阀门未能全部打开,致使发动机关机,发射失败。由于关机及时,这次事故只对发射台造成了约1000美元的损失。从这次事故中也使人们看到了这种发动机固有的安全性。     

氢氧火箭发动机组件研制阶段可靠性技术综述

氢氧火箭发动机是火箭的“心脏”,必须具备极高的可靠性,才能够保证发射成功。国内外针对氢氧火箭发动机开展了大量的可靠性工作。在发动机的研制阶段,通常是按照自下而上的思路,从组件的失效机理出发,开展稳健设计和试验验证,来保证氢氧火箭发动机的高可靠性。组件的可靠性工作主要是基于失效机理开展分析、监测、试验验证和设计改进;同时组件到系统的各种试验也为可靠性评估提供了数据,通过试验数据评估组件可靠性,根据评估结果可查找薄弱环节,进而改进设计。从基于失效机理和基于试验数据两个角度对相关的可靠性技术进行综述,分析发动机组件研制阶段可靠性工作存在的问题,并提出今后组件可靠性技术的发展设想。     

自由装填固体火箭发动机的快烤响应特性试验

针对一种自由装填固体火箭发动机的快烤响应特性进行了试验研究,搭建了固体火箭发动机的快烤试验平台,进行了自由装填固体火箭发动机的快烤试验,并对被试发动机的快烤试验过程和试验结果进行了分析。通过被试发动机快烤试验过程的分析,获得了被试发动机的分阶响应特性和各阶段的响应时间。结果表明,被试发动机的响应过程可划分为两次响应和三个阶段,两次响应分别为发动机点火和发动机解体,三个阶段依次为温度建立阶段、第一响应阶段和第二响应阶段。通过对被试发动机的解体过程和剩余装药残骸的分析,获得被试发动机的解体机理。结果表明,在外部加热的持续作用下,装药头部的推进剂来不及燃烧,在自分解作用下发生了装药结构破坏并点燃,导致装药燃面增大,发动机压强上升,最终导致发动机解体。     

液体火箭发动机关机水击特性仿真

关机水击是引起液体火箭发动机及其试验台故障的常见现象之一。为获得关机水击的主要影响规律,采用一维有限体积法建立了发动机关机水击仿真模型,通过地面试验验证了模型的正确性。针对发动机常见设计变量,开展仿真研究,结果表明:水击增量与推进剂流量、流速成正比;管路足够长时,水击增量与其长度无关,但管路过短时,管路越短,水击增量越小;局部流阻靠近贮箱有利于降低水击,加快收敛;阀门作动时间小于半个水击周期时,水击增量等于完全水击值,否则,阀门作动时间越长,水击值越小;推进剂内注入少量气体,能明显抑制关机水击。     

利用关联规则检测液体火箭发动机启动关机过程的故障

提出了一种基于关联规则的故障检测方法,根据发生故障时相应参数之间的关联关系是否有效来判断是否故障。对液体火箭发动机的启动过程试车数据进行挖掘的应用实例表明,该方法能够有效地挖掘参数之间的关联关系,有效地检测出液体火箭发动机启动过程中的故障。     

燃气发生器固定连接结构可靠性改进设计

为满足某火箭发动机燃气发生器固定连接结构长期贮存和长时间高温环境下可靠工作的要求,在保证原固定连接结构形式不变的前提条件下提出了改进设计方案。新的方案采用不锈耐酸钢和高温合金钢替换原普通碳钢,同时采用了新的焊接工艺方法。为了验证新卡箍连接强度和动态特性,进行了模态分析和动应力/动应变理论计算、强度破坏和振动试验。最后通过地面热试车和飞行试验对改进设计方案进行了验证,结果表明新的卡箍提高了结构连接可靠性,完全满足发动机使用要求。     

火箭发动机试验红外测温技术应用

目前发动机试验温度参数主要采用接触式测量方法,测温元件直接与被测对象相接触,优点是测量精度高,缺点是试验过程传感器经常损坏或脱落,且高温和腐蚀性介质影响感温元件的性能和寿命。根据发动机试验任务的要求和液体火箭发动机试验的特点,结合先进的分布式无接触式测量及光纤传输的技术,设计并建立了红外热成像测量系统。该系统采用无损、无线测量及光纤传输方式,提高了发动机热试车恶劣环境条件下关键部位温度参数的获得率,为全面研究发动机工作过程温度场分布情况奠定基础。     

贝叶斯分类器在液体火箭发动机故障诊断中的应用

研究数据挖掘技术在火箭发动机故障诊断中的应用,利用两种典型的贝叶斯分类器——朴素贝叶斯分类器和TAN分类器对液体火箭发动机故障进行分类,对某型号液体火箭发动机的试车数据和仿真数据进行了故障诊断,结果和实际试车情况相符,从而验证了贝叶斯分类器可以应用于液体火箭发动机故障诊断。     

小推力推进系统起动过程的分析

本文对小推力推进系统各部件建立了数学模型，并对此系统进行了数值计算。计算结果表明，在燃烧时滞较大时，该系统响应较慢，发动机参数的超调量较大，达到稳态所需的时间较长；轨控发动机与姿控发动机共用同一个供应系统时，姿控发动机受燃烧时滞的影响更大。减小燃烧时滞有利于提高发动机在起动过程的响应能力和稳定性。在起动阶段，高室压推进系统比低室压推进系统响应快，高室压轨控发动机的参数能较快地稳定下来，但其超调量较大；高室压姿控发动机虽然响应快，但其超调量大，达到稳态所需的时间长于低室压姿控发动机。本文所得结论为提高小推力推进系统在起动过程的响应能力提供了参考。     

火星环绕器推进系统建模与可视化研究

针对液体推进系统的联合仿真演示需求,基于模块化建模思想,根据守恒方程和状态方程,应用AMESim开发了通用液体火箭发动机组件模块库并建立了推进系统仿真模型,利用Simulink和LabVIEW开发了仿真控制模块和视景仿真模型,搭建了全系统联合仿真环境与平台.结合某型火星环绕器推进系统的任务要求以及具体构成,实现了该火星...     

液体火箭发动机地面试车实时故障检测算法

为了实时有效地检测液体火箭发动机地面试车中的故障,提出了改进自适应阈值算法(IATA)。讨论了自适应阈值算法(ATA)的原理,研究了其改进方法,提高了算法对故障的敏感性和对新试车数据的适用性。通过大量历史试车数据和实际热试车对IATA算法实时性和有效性的验证表明,IATA算法不仅能够及时地检测到异常试车的故障,同时,对正常试车也没有误报警,简洁有效,计算量小,检测速度快。因此,IATA算法适用于液体火箭发动机地面试车的实时故障检测。     

液氧／煤油补燃火箭发动机氧路低频动特性分析

液体火箭发动机氧路系统低频动特性研究是进行运载火箭POGO振动分析和判别的必要工作。以某型液氧／煤油补燃循环火箭发动机为研究对象,采用模块化建模方法建立了基于自动控制理论的发动机氧路系统线性小偏差的传递矩阵模型,分别对发动机氧路系统和试车台氧化剂输送系统动特性进行数值仿真,并对比分析了试车数据和仿真结果。研究表明,数学模型和计算方法具有一定的正确性;熵波对系统的低频动特性有一定影响。