某固体发动机反向喷管型面优化设计

某固体发动机推力终止装置结构空间十分有限，为保证推力终止时发动机负推力大于等于零的要求，必须尽可能地提高反推力效率。因此对推力终止装置进行了一系列优化设计，尤其是反向喷管连续锥形型面设计，在总结一般固体发动机研制经验的基础上，将非连续柱面型面改为连续锥形型面。通过理论分析和试验结果表明，该反向喷管的结构可靠性和反向推力效率较高。此项设计技术对带反向喷管的固体火箭发动机设计具有参考作用。     

挤压螺栓推力终止系统在固体火箭发动机中的应用

推力终止是固体火箭发动机研制中的一项新技术,挤压螺栓推力终止系统则是推力终止方案中比较好的一种.对各种推力终止方案的特点及优缺点分别作了介绍,并着重叙述挤压螺栓推力终止系统的工作原理和结构,给出了螺栓拉伸应力的计算公式.     

固体火箭发动机瞬态推力测试装置

本文提出一种实用性较强的瞬态推力测试装置,适用于测量推力上升或下降时间大于4毫秒,推力值从几十牛顿到数百牛顿,推力测试系统固有频率较低的固体火箭发动机瞬变推力。文中指出推力测试的实质问题:利用低频推力测试系统测量高频瞬变推力时,存在着动态畸变和动态误差,阐明了以瞬变力模拟补偿仪和拉压力应变式传感器为主体的瞬态推力测试装置的工作原理。     

固体发动机推力终止过程分析和预估

本文介绍了固体发动机推力终止过程理论分析及预估的各种方法,并对它们的优缺点和应用场合,以及某些问题进行了讨论,文中在指出现有计算方法均不能解释和预估推力终止过程中出现的一系列压力脉冲现象同时,介绍了这一问题的冷模拟实验结果。     

FMMR微推进系统推力测量装置研究

为了对自由分子流微型电阻加热推力器(FMMR)微推进系统的性能进行试验研究,设计了一个基于天平原理的微推力测量装置,装置采用微推力器自重与推力相分离、触点式外接供电和推进系统集成方法,有效消除了供电电缆和推进剂供应管路的影响.结果表明,测量精度可达±8％,能够满足mN级微小推力测量的精度要求;同时,通过对结构进行一定改...     

用聚能切割法实现推力终止实验研究

对用聚能切割法实现固体火箭发动机推力终止的方案开展了实验研究,推力、压强测量用于观测冲击及压强过程,高速运动分析仪用于观测切割过程。有限的实验结果表明,聚能切割能在3~6 m s实现燃烧室的快速降压熄火,从而实现推力终止,但固体推进剂在一段时间之后复燃,产生微小推力;聚能切割会产生较大的冲击力。     

一种多扰流片装置的推力矢量特性数值研究

针对常规扰流片推力矢量装置无法提供滚转控制力矩的问题,提出了一种适用于多通道控制的多扰流片矢量结构方案。采用三维数值仿真方法,分析了多扰流片装置喷管内流场结构与推力矢量特性。结果表明,扰流片面阻塞率对多扰流片俯仰/偏航矢量的影响规律与单扰流片一致,扰流片面阻塞率与轴向推力成反比,与侧向力成正比。相同扰流片面阻塞率时,俯偏状态下喷管的内部流动复杂损失大,轴向推力小于滚转状态。通过采用带预制偏角的扰流片,可获得滚转控制力矩,同时,偏角增大滚转力矩增大,轴向推力小幅下降;但俯偏状态下喷管内高压旋流区域缩小使得侧向力大幅下降。多扰流片装置的设计需综合考虑装置的滚转与俯仰/偏航特性。     

某型号固体发动机推力测试偏差与侧向力干扰问题分析与试验

分析了影响某固体发动机静止试验推力测试偏差的因素.分析结果表明,由于试车架结构问题,发动机工作过程产生的偏斜力与偏心力以及各个方向的振动是推力测试偏差过大的主要因素.据此优化设计试车架结构,控制并减少安装偏差,消除侧向力对工作传感器的干扰,提高推力测试的可靠性,以满足固体火箭发动机推力测试技术要求.     

涡流阀式固体变推力集成原理样机设计与实验

针对涡流阀式变推力发动机,初步建立了设计方法,并设计了长尾管和环形燃气发生器组合的集成式原理样机,开展了考核试验.实验结果表明,设计的原理发动机实现了设计要求；涡流阀式变推力发动机具有存在旋流损失,可实现推力调节比大于压强调节比的工作特性；实验推力调节比达到9:1.     

直连式RBCC来流模拟段设计及参数处理方法

介绍了直连式RBCC火箭引射模态的地面实验系统,对来流模拟段进行了设计,并对实验状态下来流参数的确定与发动机推力的计算方法进行了研究,建立了推力模型,对系统进行了原位标定。实验结果表明,在管道充压条件下,工作传感器测得的推力与原位标定时施加的推力呈线性关系,与软管中的来流总压关系不大;这种设计不会对推力产生不确定的干扰,且起到了密封作用。     

推力中止过程一维不定常气相流动数值计算

准确地预示固体火箭发动机推力中止这一瞬变过程，对飞行器飞行精度及可靠性具有重要意义。建立了一维不定常流动数值计算模型，考虑了传热、摩擦、燃面变化，燃烧室长径比、通喉比等因素，计算了推力中止过程内弹道，给出了燃气参数沿燃烧室长度的分布及随时间的变化。     

固体微推力器阵列的推力估计与分配补偿方法

针对固体微推力器阵列(SPMA)中微推力器一次性点火，推力测试中难以获得精确推力的特点，为实现推力在线估计和实时补偿，提出一种利用二次规划对微推力器阵列推力进行估计，同时结合混合整数规划算法进行推力分配的方法，对估计算法收敛性以及控制系统稳定性进行了分析。该方法在不修改控制律的前提下，对推力器推力进行在线估计，并采用推力分配的方法实时补偿推力器出现的推力偏差，对系统稳定性的分析证明该方法可以保证系统的有界稳定。将其应用到微纳卫星编队保持中，仿真结果表明，在微推力器阵列出现推力偏差的情况下，该方法能很好地补偿推力偏差对控制系统造成的影响。     

运载火箭电液推力矢量控制系统总体设计策略研究

对典型运载火箭电液推力矢量控制（Thrust Vector Control,TVC）系统结构进行分析,对不同TVC系统中的共性问题进行归纳总结,并对先进技术在TVC系统中的应用前景进行分析和预测。给出了电液TVC系统总体设计时需要考虑的三条准则,提出使用结构设计选择树设计方法完成电液TVC系统的总体设计,使得整个设计过程变得更加简便、直观。最后以一型大推力液氧煤油发动机高可靠性电液TVC系统的总体设计为例,给出了基于结构选择树设计方法的电液TVC系统总体设计流程。     

卫星轨道圆化的有限推力点火控制策略

本文研究卫星轨道圆化的点火控制策略，发动机推力为有限常值，方向可调。考虑了燃料消耗引起的质量损失。假设圆轨道上有一飞行器在运动，称为虚拟轨道器。只要卫星与虚拟轨道器软交会，就完成了轨道圆化。文中给出了使卫星与虚拟轨道器软交会的推力方向控制策略和点火位置与关车位置的求取方法。仿真结果表明，本文方法与水平推力策略和切向推力策略相比，具有更高的控制精度，而且燃料消耗接近最优。     

差分流量调节推力矢量控制研究

为了了解差分流量调节实现推力矢量控制的特点,参考塞式喷管发动机XRS 2200的工作参数,对多单元直排型塞式喷管模型发动机进行了数值计算。介绍了差分流量调节的计算方法和内喷管与塞锥推力矢量变化的分析过程,计算产生的俯仰力矩。结果表明,差分流量调节时,塞式喷管轴向合力基本保持不变,不损失轴向推力性能;俯仰力矩包括轴向力和侧向力产生的两部分力矩,随差分流量调节增大而增加,有很好的偏转性能。结论可以为差分流量调节的实验研究提供参考。     

微型固体火箭发动机推力测量

通过对推力剂测量系统的分析，并根据微型固体火箭发动机的特点，采用减轻试验系统活动部份的质量，并对传感器施加预紧力，增强试验系统的刚性等技术措施，在微型固体火箭发动机的推力测量中有效地抑制了二阶振荡，文中还对传感器加预紧力的几个问题作了介绍。     

火箭多台发动机并联推力传递结构动静耦合计算方法

针对运载火箭多台发动机并联推力传递结构在工作中力学环境适应性问题，开展了动静耦合动力学计算方法研究。该研究分析了动静耦合机理，并以此为基础，计算了有无静载的结构模态频率和推力传递结构关键部位随机振动响应。结果表明，火箭推力传递结构在大推力作用下，结构的刚度发生改变，进而影响动力学特性。相关研究结果为火箭多台发动机并联推力传递结构动静联合试验提供了参考意义。     

低温推进剂重定位推力幅值及时序优化

为了减少重定位时间及推进剂消耗量，提升低温末级的机动性及运载能力，采用流体体积函数（VOF）方法开展重定位推力幅值及时序优化研究，分析重定位过程推进剂质心高度、平均动能、卷气率以及平均气泡直径的变化规律，以获得不同推力幅值及推力时序下的重定位时间和推进剂消耗量。结果表明：小推力重定位时间长，推进剂消耗量少；而大推力重定位时间短，推进剂消耗量多。通过合理优化推力时序可以有效减少重定位时间及推进剂消耗量。     

推力器布设对控制误差的影响分析

航天器推力系统发动机数目及其构型的选择直接影响控制系统的精度和完成要求任务的燃料消耗量.对航天器六自由度控制的推力分配问题进行了研究,参考卫星导航系统中几何精度衰减因子的定义,提出了发动机构型精度衰减因子的概念,用于定义发动机相对几何关系引起的执行误差与分配误差间的比例关系.通过矩阵理论分析得到了构型精度衰减因子随参与分配发动机数目增加而增加的结论,并通过仿真计算对相关结论进行了验证,为航天器发动机数目及其构型的选择提供了理论参考.