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在液体火箭发动机地面试验中,速变参数测量以往一直采用模拟方法.近年来,随着计算机技术和测量技术的发展,速变参数测量已经过渡到数字化测量方式.本文就液体火箭发动机地面试验速变参数测量和数据处理过程中,采用一体化的数字测量与处理,经常遇到的若干个技术问题进行了探讨,并提出了解决的方法. 相似文献
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为了使小尺度火箭冲压组合发动机的试验结果支撑中大尺度发动机的研制,从火箭冲压组合发动机各个部件的工作原理出发,理论分析了火箭冲压组合发动机部件缩尺关系,构建了小尺度发动机部件与中大尺度发动机部件之间的缩尺关系。研究表明:液态碳氢燃料火箭冲压组合发动机缩尺关系区别于氢燃料超燃冲压发动机的"压力-长度"缩尺关系;发动机各部件的缩尺关系差异明显;进排气系统可采用几何缩尺关系;隔离段、燃料喷注器、火焰稳定装置遵循不同的缩尺关系;燃料穿透深度与发动机尺寸呈线性关系,而蒸发和雾化与发动机尺度无关;火箭推力室缩尺可按照缩尺因子改变火箭推力室的数量实现。 相似文献
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推力大小是表征火箭发动机性能的关键指标.液体火箭发动机地面试验中,推力参数的测量准确性关系到比冲的准确计算和对发动机性能的正确评价.发动机试验中影响推力准确测量的因素很多,其中负推力是一项重要因素.主要介绍液体火箭发动机试验中,推力测量系统的组成与测量技术,重点讨论产生负推力的因素和负推力修正技术. 相似文献
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小推力推进系统起动过程的分析 总被引:4,自引:0,他引:4
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。 相似文献
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针对液氧/煤油发动机地面试车中测量参数类型多,各参数测量原理不同,采集装置各异、校准方法复杂,测量过程出现转速数据波动,低温温度测量精度低,低温压力零位漂移,负推力修正及低频脉动压力参数测量等诸多技术问题进行了深入研究,提出了解决途径、验证方法等。 相似文献
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根据某膨胀循环液体火箭发动机推力调节阀的结构及工作原理,通过理论分析建立了推力调节阀的数学模型,并利用AMEsim软件构建了推力调节阀的仿真计算模型,对其进行了仿真计算.计算了发动机额定工况、高工况和低工况参数下推力调节阀内部各压力及流量参数,并对推力室室压、调节阀出口压力和氢主文氏管入口压力变化引起的调节阀主阀流量变化趋势进行了计算分析,得到了调节阀内部各压力参数及流量的变化规律. 相似文献
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大推力火箭发动机是航天发展的基础,是国家高科技水平和综合国力的体现。分析了运载火箭主动力发展的现状和趋势,指出大推力液氧煤油发动机和液氧液氢发动机是发展方向和最佳组合。提出了我国重型运载火箭大推力液氧煤油发动机和液氧液氢发动机的总体方案和主要参数,研究了两种发动机的关键技术及其解决途径。这两种大推力发动机的研制,将为我国载人登月、深空探测等重大航天活动和空间利用提供动力支撑。 相似文献
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变推力发动机高空模拟试验中真空压力是关键参数,对于76 km高空环境试验系统,真空压力测量的准确性是判断发动机能否点火的重要依据。重点介绍了真空压力测量技术在承担76 km高空环境试验中的应用,研究了试验环境下高真空计的分段测量,以及真空计的安装工艺、测量工艺和现场校准技术,实现了76 km真空压力的准确测量。 相似文献
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某发动机整机模态分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为了获得某型号发动机的动态特性,采用有限元方法进行了发动机整机的模态分析。按照由组件到整机的思想,分别建立了各个组件的有限元模型。重点对推力室和喷管的建模方法进行了分析。将推力室按等效刚度法等效为单层壳,喷管按结构特性等效为正交各向异性壳,并将喷管计算结果同模态试验结果进行对比,验证了喷管建模方法的准确性。各组件模型组装为整机有限元模型,计算得到了整机的模态分布。数值计算结果同模态试验结果吻合较好。 相似文献
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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