点火瞬态过程仿真模型参数辨识

建立了固体火箭发动机点火瞬态过程一维非定常流场仿真模型,采用系统辨识方法进行了模型参数不确定性研究。基于点火试验用缩比发动机试验结果,得到了传热模型参数和瞬态燃速模型参数的最优估计,提高了点火瞬态过程一维仿真模型的预估精度。采用近似方法,构建Kriging近似函数,有效解决了一维非定常流场仿真的计算复杂性问题。     

水击压力高速采集系统研制

水击压力数据采集系统是为液体火箭发动机地面试验设计的。阐述了系统设计指标、功能、原理、应用软件开发及系统集成后的调试方法。该系统具有数据采集、信号转换、瞬态参数信号调节、高速采集、数据实时显示及数据分析处理功能。实现了多路参数高速、数据实时显示及数据分析处理,测量精度高,性能稳定可靠,操作简便,能快速响应控制信号,各项性能指标达到了设计要求。     

固体发动机内弹道计算不确定性研究

建立了固体发动机一维混合内弹道计算模型,提出了提高内弹道预估精度的工程方法.采用系统辨识法建立燃速模型、计算药柱初温分布和预估药柱真实燃面,建立了内弹道性能散布分析方法.算例应用研究表明,燃速模型参数不确定性是影响发动机内弹道计算精度的主要因素,除燃速模型参数外,对总冲变化的显著影响因子依次是燃气比热容比、推力系数因子、特征速度因子和药柱密度,对工作时间变化的显著影响因子依次是特征速度因子、药柱初温和药柱密度.     

固体火箭发动机性能的可靠性分析

为完成某产品发动机性能的可靠性预估，首先分析影响发动机性能实验的主要随机因素，运用蒙特卡洛法将发动机实验的信息与理论分析相结合，模拟影响发动机性能的干扰参数的分布规律，进而确定发动机性能可靠性。发动机内弹道性能计算主要采用一维准定常流仿真模型。本文重点是对发动机总冲可靠性预估，结果较好地满足总体要求。     

液体火箭发动机试验流量测量技术研究

介绍了液体火箭发动机试验推进剂流量测量技术与方法,阐述流量测量系统设计要点、传感器的选择与安装工艺、现场校准技术、信号调理器设计、抗干扰措施、数据分析与提供方法。文中论述的测量技术实现了发动机试验流量参数的准确测量,为发动机性能评价提供准确、可靠的依据。     

基于遗传算法的固体火箭发动机参数辨识

固体火箭发动机参数辨识为非线性受约束优化问题,经典算法求解此类问题时初值敏感、局部收敛等问题表现较为突出.针对上述难题,将具有良好全局收敛性的遗传算法用于固体火箭发动机参数辨识,得到推进剂燃速模型和喉径变化模型的全局最优辨识值.计算结果表明,固体火箭发动机参数辨识采用遗传算法求解可行,计算结果与试验结果吻合良好.     

液体火箭发动机泵动态特性水力试验研究

为了获取新一代大型运载火箭POGO稳定性分析及液体火箭发动机动力学研究等所必需的发动机泵动力学传递函数,进行了以常温水为试验介质、全尺寸降转速液氧/煤油补燃循环发动机氧泵的动态特性水力试验,对试验原理、试验模拟准则、隔离贮箱设计、激励系统设计、控制和测量分析系统设计、试验内容及数据分析方法等进行了深入探讨。通过试验成功地识别出泵的POGO动特性参数及参数的规律特点,为其他水力试验和真实介质试验储备经验。     

固体火箭发动机的环境贮存试验和使用寿命预估方法

本文第一部分简介了固体火箭发动机的贮存和综合环境试验,提出了主要的贮存和环境试验设备,以及主要的测试仪器等。第二部分介绍了固体火箭发动机的使用寿命预估方法。早期采用长期监测计划预估发动机寿命,后来改进为长期使用寿命分析计划预估发动机寿命,该计划包括破坏模式分析、过载试验、破坏概率分布和老化试验四方面的内容。最后得出了几点结论。     

燃气截止阀流通能力对燃气发生器内弹道性能影响规律研究

针对采用燃气截止阀的固体姿轨控发动机试验过程中通气能力与理论设计存在较大偏差的问题,采用数值分析和试验验证相结合的方式,对影响燃气阀流通性能的关键结构参数进行变化,研究其流通性能的影响规律。通过理论计算分析发现,整个燃气阀门的燃气流通能力不仅仅取决于喷管喉道的节流能力,燃气阀的阀芯位置行程等参数变化对燃气阀流通能力影响也较大。此外,以喷管几何喉部作为内弹道设计参数的常规方法已不再适用于这种采用燃气截止阀的发动机。提出了一种通过数值计算结果推导得出此类截止阀发动机的等效喉径的方法,以此等效喉径作为发动机工作时的物理喉径,进行内弹道预示,并以此为依据设计试验方案,通过试验方法有效验证了这种计算方法的准确性,为此类采用截止阀的发动机进行内弹道准确预估提供了理论支撑。     

固体发动机推进剂燃速预估研究

介绍了用随机小尺寸试验发动机平均燃速预估全尺寸发动机燃速的方法，讨论了全尺寸发动机燃速预估精度及其影响因素，并通过实例指出提高全尺寸发动机燃速预估精度的主要途径。     

试验数据管理平台设计研究

为了解决试验数据管理中面临的4方面问题,需建立基于关系数据库的试验数据管理平台.设计该平台需首先对试验数据管理平台设计需求进行全面分析梳理,基于软件4个方面的需求和软件设计思想,设计试验数据管理平台框架,平台框架的3个层面内容包括：数据访问层、业务逻辑层及界面展现层,搭建、配置及实现完成试验数据管理平台软件部分同时根据该平台软件性能需求配置与之匹配的硬件设备.针对试验数据管理平台开发设计中涉及的4项关键技术进行简要介绍,包括数据库架构设计、数据解析存储技术、数据查询、统计技术及数据协同类比分析技术.基于试验数据管理平台进行应用,实现海量试验数据存储,关键参数统计比对、包络线分析,数据分类解析导入与规范输出,试验资源管理.     

固体火箭发动机地面试验测量系统研究

针对固体火箭发动机地面试验,基于柔性试验架建立试验设备,应用虚拟仪器技术搭建通用测量硬件平台,使用LabVIEW7.1开发了一套包含参数控制、参数标定、数据测量、数据处理在内的发动机地面试验通用测量软件,从而建立了发动机测量系统.该测量系统可同步监测整个固体火箭发动机工作过程,能够满足发动机地面试车性能检测高精度要求,具有快速反映整个试车过程的能力和节省数据处理时间等优点.     

RBCC发动机性能分析方法研究

通过进行前体的边界层效应修正、采用有限化学反应速率模型和中心差分形式的Mac Cormack格式,求解燃烧室性能分析模型方程,以及采用灵活的发动机性能计算方法等,建立了较为完善的RBCC发动机性能分析模型及软件,并进行了软件应用研究。分别采用二维CFD计算和试验结果对该模型进行了校验,其相对误差小于10%。结果表明,该软件适用于RBCC发动机性能分析。     

固体火箭发动机性能预示

编制了固体火箭发动机性能预示软件，以美国的ＡＩＭ发动机和法国的ＳＥＰ发动机为例进行了比冲预示，并与美、英、法、德、意等国软件的达到了国外同等水平的预示精度，可用于导弹总体设计、发动机优化设计。     

用一台实验发动机测试发动机性能参数的方法

通过设计一台专用实验发动机进行试验，并应用参数辩识技术，商量确定发动机动态燃速、平均燃速、比冲等参数。通过理论分析和试验结果表明，该方法能准确测量性能参数，并能有效降低试验费用和缩短试验周期。     

航天产品试验数据分析与管理系统设计研究

结合航天产品研制特点,针对研制过程产生的大量不同种类试验数据,提出了试验数据分析与管理系统的设计目标、组成与基本要求,解决试验数据有效便捷使用、深层次价值挖掘问题.从整体设计角度,对系统设计思想、软件架构技术( B/S,C/S)、数据库技术(ORACLE,SQLSERVER等)进行了研究.并对设计实施过程中所采用的策略、开发平台、技术手段进行了论述.实践表明,采用B/S软件架构和“富”客户端技术构建的系统,能够较好地解决试验数据分析与管理问题.     

Design and performance test of spacecraft test and operation software

Main test processor (MTP) software is the key element of Electrical Ground Support Equipment (EGSE) for spacecraft test and operation used in the Chinese Academy of Space Technology (CAST) for years without innovation. With the increasing demand for a more efficient and agile MTP software, the new MTP software was developed. It adopts layered and plug-in based software architecture, whose core runtime server provides message queue management, share memory management and process management services and forms the framework for a configurable and open architecture system. To investigate the MTP software's performance, the test case of network response time, test sequence management capability and data-processing capability was introduced in detail. Test results show that the MTP software is common and has higher performance than the legacy one.     

高性能无刷直流电机数字稳速控制系统实现

介绍了一种高性能无刷直流（BLDC）电机数字稳速控制系统的实现方案。给出了基于DSPTMS320F2812芯片的系统硬件和软件设计。采用了基于变参的积分分离比例积分（PI）控制方案。模拟环境和实物实验结果表明系统的稳速控制性能理想。     

利用10N推力器羽流试验数据建立羽流场数学模型

利用MBB10N推力器羽流试验数据建立推力器羽流场的数学模型并确定其模型参数,以便利用此数学模型分析此类推力器对卫星的羽流干扰力、干扰力矩以及对太阳翼、敏感器的热效应等羽流污染。本文建立的羽流场数学模型不同于Simons羽流场数学模型及羽流特征线方法,但本质上仍满足羽流远流场为自由分子流的假设条件;本文建立的羽流场数学模型的非线性表达式更便于利用试验数据实现系统辨识,而且可达到相当满意的辨识准度。