共查询到19条相似文献,搜索用时 265 毫秒
1.
2.
3.
矢量推力作为火箭发动机关键性能参数,对飞行器的飞行轨道精度控制具有重要意义。对火箭发动机工作产生的矢量推力进行准确测量成为目前发动机试验推力测量中亟待解决的问题。介绍了国内外目前矢量推力测量技术的进展和矢量推力测量与校准系统原理组成,分析了系统设计的关键技术,建立了发动机矢量推力测量与原位校准系统。基于矢量推力的解耦算法,开发了矢量推力测量与校准软件。针对某型号姿控发动机进行矢量推力试验测量,成功获得了发动机的矢量推力数据。测得的发动机的矢量力数据中主推力的测量不确定度低于1%,侧向力的不确定度低于5%。 相似文献
4.
机电一体化推力测量系统的研制及应用 总被引:2,自引:0,他引:2
依据某型号发动机地面试验推力测量要求,从推力测量原理、测量不确定度分析、推力校准、数据采集、数据处理等多方面开展研究,成功地研制设计了机电一体化的推力测量系统。该系统在试车台上进行了实际试车。试验结果表明,该系统稳定、可靠,满足0.5%推力测量精度要求。 相似文献
5.
6.
7.
通过对一种两级气动直接力控制阀进行结构参数设计和基于计算流体力学(CFD)的静态特性仿真研究,比较分析了前置级阀挡板及主阀芯在不同位置时阀腔内流场的流动状态和压力损失情况并提出优化措施,得到了挡板位置-流量特性曲线和位置-气动力特性曲线、主阀芯位置-流量特性曲线以及主阀输出推力。利用推力测量试验台进行了原理样机的热试,实测结果与仿真结果基本一致,证明了对两级直接力控制阀的静态特性分析是准确的。分析结果表明,在入口压力保持不变的情况下,前置级阀挡板及主阀芯开口度增大,喷管的输出流量也增大,处于中位时两喷管输出总流量最大;当挡板自中位向极限位置运动时,气动力逐渐增大,是帮助挡板运动的主动力,反之恰好相反;该阀输出的644 N大推力完全能满足导弹控制系统的要求。 相似文献
8.
采用AMESim软件对氮气贮存压力为1.5×10 7 Pa、推力范围为mN级的压电驱动的氮气微推进系统进行建模。研究了氮气填充过程中氮气瓶、减压阀的压力和质量流量瞬态特性。分析了整合喷管的压电比例阀在开机过程中的瞬态工作特性。最后,研究了驱动电压对压电比例阀在开机过程中的阀芯位移和喷管推力瞬态值、阀芯运动和推力响应时间的影响规律。结果显示,当驱动电压为80 V时,阀芯的响应时间和稳定位移分别为 0.64 ms 和3.67 μm。开机后8 ms,喷管推力达到稳定值(0.588 mN)。压电比例阀阀芯的开启响应快速,且驱动电压与喷管推力之间存在良好的线性关系,说明推力可通过改变驱动电压进行mN级的线性调节。 相似文献
9.
液体火箭发动机试验推力测量传感器并联影响研究 总被引:1,自引:1,他引:0
介绍了推力测量传感器并联工作原理,进一步确定并联作为液体火箭发动机试验推力测量中多只传感器的电路连接方法。通过对多只传感器并联的选配与分析,在保证灵敏度与输出阻抗比值一定的情况下,该方法可以提高推力测量精度,同时输出力值不受偏心载荷影响。 相似文献
10.
为了满足喷管轴线与燃烧室轴线相垂直的发动机推力测量的需要,先后采用两种不同结构的试车架进行多发试验验证,对试验结果进行分析、对比.结果表明,采用与推力同轴单推力传感器的方案推力测量精度高,推力测量结果比冲散差小,满足了发动机试验的要求。这一经验可供同类试车架设计参考。 相似文献
11.
Harry O. Ruppe 《Acta Astronautica》1983,10(7):513-515
For rocket transfers between coplanar circular orbits various areas of flight mechanical interest are outlined, depending upon thrust acceleration. Optimum thrust direction has been assumed. All information presented has been derived from analytical approximations. 相似文献
12.
双曲梁传感器推力测量技术应用 总被引:7,自引:0,他引:7
为提高小推力发动机的测量精度,对原测量误差大、测量结果易受环境情况影响的应变梁推力测量装置进行了改进。改进后采用双曲梁推力测量系统。从安装、校准等方面介绍了系统的改进措施及实际应用情况。试验结果表明,双曲梁推力测量系统测量精度高,内阻输出低、抗电干扰性能好。 相似文献
13.
超燃冲压发动机推阻力特性研究综述 总被引:1,自引:0,他引:1
超燃冲压发动机由进气道、燃烧室和尾喷管等部件构成,推阻力是其最重要的特性参数。回顾了超燃冲压发动机部件级推阻力特性和整体推阻力特性研究现状,介绍了超燃冲压发动机推阻力特性研究方法和测量技术。建议今后研究过程中关注以下几个问题:研究精确的自由射流试验测量技术,研究流场均匀性对发动机性能的影响,开发高精度仿真平台。 相似文献
14.
2MN推力测量自动校准系统,通过液压源产生稳定标准力,由伺服控制器对标准力传感器输出力值进行精确测量,使标准力传感器输出值与标准值相等,实现力值的高精度控制。校准过程中前后端计算机通过串行连接,根据推力校准过程特点设定握手协议,对交互信号进行判断后由校准程序自动确定校验过程状态并进行相关处理,实现了校准过程的自动化,确保了校准数据完整性、准确性。 相似文献
15.
为提高火箭基冲压组合循环(RBCC)发动机火箭冲压模态下火箭推力增益,基于模拟飞行Ma=4来流条件的数值计算结果,分析了火箭射流与冲压主流超/超剪切流动的特性,探讨了火箭推力增益的组成,并给出了提高火箭推力增益的措施:1)冲压流道、火箭工作参数的选取必须确保两股超声速剪切流之间的流动匹配,在有限空间内快速、低损的实现高能火箭射流与低能冲压主流间的动量及质量输运,最大限度地提高发动机喷管排气速度及压力;2)采用高室压火箭,通过增加推力室室压,提高火箭燃气膨胀程度,减小火箭推力增益损失。 相似文献
16.
Bruce Cordell 《Space Policy》1996,12(1):45-57
Patterns in societal energy use enable forecasts of the times of future events associated with important human exploration and technology programs. Discovered in 1989, the 56 year energy cycle has previously been linked with many technological, economic, and social parameters. A review of the last 200 years reveals that major human explorations (e.g. polar expeditions), macro-engineering projects (e.g. Panama Canal), and large wars (e.g. World War I) cluster together in time near energy cycle peaks approximately every 56 years. The energy cycle and several other indicators suggest that large-scale human operations in space will begin to appear around 2015. They should culminate in a space spectacular near 2025. Another window of opportunity for space exploration will not open until late in the twenty-first century. 相似文献
17.
Yasunori Matogawa 《Acta Astronautica》1983,10(7):467-478
The low thrust transfer for geosynchronous mission has been studied by many investigators from the viewpoint of optimization in case of continuous thrust. This paper discusses the possibility of fuel saving to attain a geosynchronous orbit by introducing coast phases during each revolution. In advance of optimizing the whole transfer mission, optimization during a single revolution is treated, and it is shown that the entrance and the exit of optimal coasting arcs are expressed by a sixth order equation, which, in case of coplanar transfer, degenerates into a cubic equation, with respect to the cosine of true longitude. Then an optimum transfer to a geosynchronous orbit, including coast phases in each revolution, is simulated. Computational results for typical initial conditions are shown to be compared with those for all-propulsion cases. 相似文献
18.