基于动力冗余的液体火箭动力系统频率特性分析

液体火箭在发射过程中,恶劣的动力学环境常常会引起发动机推力下降或提前关机等工作故障,引入动力冗余技术可以保证发动机故障后仍有足够动力保证火箭正常飞行,从而大幅度地提高系统的可靠性。针对动力冗余技术而提出的液体捆绑火箭推进剂交叉输送问题,以三种工作模式：芯级火箭与助推器独立工作（Mode 1）;一台助推发动机故障,该助推器将多余推进剂供给芯级发动机（Mode 2）;为使助推器提前分离,所有发动机均由助推器供给推进剂（Mode 3）为研究对象,利用有限元技术分别建立三种工作模式下液体火箭动力系统的动力学模型。利用数值方法进行的频率特性分析表明,动力系统每组相似频率在Mode 1模式下的分布较为集中,而在其他两种模式下的分布则较为分散。此外,比较三种工作模式下蓄压器能量值的变频效果发现,Mode 1模式的变频效果最好,而Mode 3的效果最差。     

液体火箭推进剂交叉输送系统试验研究

为研究推进剂交叉输送技术在捆绑式运载火箭中应用的系统方案及其工作原理,提出了一种推进剂交叉输送系统方案并开展了地面原理试验。通过分析试验中的压力等参数,获得了推进剂交叉输送系统泵前压力特性。通过自动解锁分离试验验证了隔离、解锁、分离方案的可靠性,验证了剩余推进剂排放技术的可行性。在不考虑气液换热过程、不考虑阀门延迟时间的假设下,建立了试验系统的AMEsim仿真模型。仿真计算结果与试验结果吻合。试验及仿真结果表明,该方案合理,时序动作正确,推进剂切换过程隔离阀前压力连续稳定。     

推进剂交叉输送技术综述及概念研究

介绍了液体运载火箭推进剂交叉输送技术的分类及概念。对国外常用的推进剂交叉输送技术方案进行了对比,分析了其技术优势及应用前景。阐明了推进剂交叉输送技术应用的关键技术。分析认为推进剂交叉输送系统能够显著提高运载火箭的运载能力,并能够实现动力系统冗余。     

载人飞船推进剂剩余量在轨直接测量技术

在载人航天工程交会对接任务中,基于对载人飞船推进剂剩余量在轨实时高精度测量需求的背景,采用理论分析和试验验证相结合的方法,研究了剩余量直接在轨测量技术原理、影响测量精度的因素及解决措施等问题。研究表明,在轨推进剂剩余量直接测量系统方案具有易于实现,测量精度高,同时能够实时、直观反映系统中各贮箱推进剂消耗情况等特点。     

常规运载火箭解决落区安全问题的方法

常规运载火箭在内陆发射场发射,落区在国内。火箭子级返回过程中存在空中解体或触地爆炸的可能性,落区安全性问题比较突出。常规运载火箭短时间内无法实现重复使用的目标,为解决落区安全性问题,在火箭不需做较大改进的情况下,采用将推进剂空中排放或者发动机空中再次点火将剩余推进剂燃尽措施,降低火箭子级落地速度并解决子级触地爆炸的问题;同时采用栅格舵控制子级落点,将落区范围缩小,提高常规运载火箭发射落区安全性。     

大推力氢氧发动机瞬态特性研究

以大推力氢氧火箭发动机为研究对象，对其瞬态特性进行了研究。根据模块化的建模和仿真思想，建立了发动机各组件的动态数学模型，开发了发动机系统各组件的仿真模块，开展了发动机动态特性仿真分析与起动时序试验研究。仿真结果表明，推力室氧阀采用25%初级与100%全开的双开度形式，氧涡轮侧设置10%分流流量的燃气分流阀，燃气发生器在火药启动器工作至70%~80%时间段点火的系统优化配置方案，有利于控制发动机点火起动混合比，提高起动可靠性。通过添加故障因子，当涡轮效率由于故障从0.29降至0.19时，发动机工况降至故障前的78%工况，当效率降至0.06时，发动机工况降至故障前20%工况，发动机故障仿真结果与地面试验故障结果吻合较好，有利于故障分析定位。     

低温液体推进剂充填管路的数值模拟

研究了低温液体推进剂供应管路预冷充填过程的计算方法, 利用一维均相平衡态流体动力学模型和涵盖预冷过程中主要传热工况的传热模型, 考虑了低温液体推进剂的可压缩性, 用有限容积法求解管流方程, 用有限差分法求解管壁内的一维非稳态导热方程.计算了某型低温液体推进剂火箭发动机实验台系统供应管路的预冷充填过程, 分析比较了仿真与实验的结果, 为发动机和实验台系统的改进及新系统的设计提供了依据, 仿真结果及分析结论已应用于现有发动机实验台系统的改造和长距离液氢输送管道的设计中.      

基于AMESim的液氮供给系统液击仿真

基于系统级仿真平台AMESim,建立了大型低温风洞(CWT)液氮供给系统(LNSS)的动态仿真模型.实验对比结果显示,仿真结果的平均误差在6.8％以内,验证了模型的准确性,并进一步对比开展了喷嘴瞬时全关和喷嘴有序关闭两种典型工况下的液击分析.结果表明液击模型能够较好地反映管路系统中的液击过程.喷嘴瞬时全关工况下,液击峰...     

单脉冲固体姿态控制发动机内流场与燃面退移耦合数值模拟

为解决单脉冲固体姿态控制发动机内流场与推进剂燃面退移耦合的问题,给出了耦合方法的理论基础,建立了基于动网格的双向耦合模型。采用面偏移法处理燃面退移过程,利用网格平顺与网格重建技术优化网格,解决网格变形问题;通过松耦合方式进行耦合计算。针对PAC-3增程拦截弹使用的单脉冲固体姿态控制发动机,进行了内流场与推进剂燃面退移耦合数值模拟,得到了该发动机内弹道特性曲线及其它性能参数。结果表明,PAC-3单脉冲固体姿态控制发动机仿真结果与相关实验结果吻合较好,计算得到燃烧室压强最大相对误差为3.96%。面偏移法能够有效追踪推进剂燃面,建立的耦合方法能够对内流场与推进剂燃面退移耦合过程进行准确稳定的模拟,为单脉冲固体姿态控制发动机多物理模型耦合模拟提供了有效的解决方案。     

航空发动机主供油计量活门故障主动容错控制器设计

针对航空发动机主供油计量活门执行机构发生故障时,系统的输出将会发生跳变,不能很好地跟踪系统期望输出的现象,采用模型参考自适应方法设计了主动容错控制器来解决这一问题.首先针对执行机构故障问题进行了数学描述.其次,选取系统的标称模型为参考模型,以输出误差最小化为优化目标,基于李雅普诺夫稳定性原理,寻找合适的自适应调节律,设计了自适应容错控制器.最后,针对发动机某一工况点进行了不同故障情况下的数值仿真.仿真结果表明:在主供油计量活门发生跳变故障和卡死故障时,自适应容错控制器可以通过参数自动调节,使得系统的输出能够很好地跟踪模型的输出,跟踪误差最终逼近于零.      

跨介质冲压发动机理论性能与工作参数分析

针对空水一体跨介质导弹应用需求，提出了一种采用同一金属基固体推进剂，能够实现在空中和水中工作的跨介质冲压发动机方案。分析了空中和水中典型工况下，金属基固体推进剂配方、空/水燃比、金属种类等对跨介质冲压发动机理论性能的影响。针对给定的跨介质导弹飞行弹道和金属基固体推进剂配方，对发动机设计参数进行了选取，并完成了空中和水中工作条件下发动机工作参数计算，从理论上验证了该跨介质冲压发动机方案的可行性。     

基于AMESim的隔舱式贮箱推进剂管理仿真研究

通过多学科动力学建模方法研究,利用AMESim建立了隔舱式贮箱推进剂输送系统机械、液流与控制动力学模型,并对不同工况下推进剂输送系统动态特性进行数值仿真,获得了隔舱式贮箱推进剂动态变化、各个隔舱 的推进剂消耗率及质心位移等结果.仿真结果显示隔舱总体布局与初始容积分配、隔舱连通结构、飞行轨迹等均对隔舱式贮箱推进剂动态变化产生影响,所建立的模型可应用于隔舱式贮箱总体及结构设计.      

交叉供油系统仿真与飞行试验研究

为了降低飞机交叉供油能力考核的风险和费用,以某型飞机交叉供油系统为研究对象,建立了燃油系统交叉供油仿真模型,在不同工况下分别进行仿真计算,结果表明发动机低压泵进口燃油压力满足使用要求。在此基础上,进行了地面试验,提出试飞考核方法,并在相同工况下进行了飞行试验。试验结果表明,该型飞机交叉供油能力能够满足设计要求。     

低温推进剂单管输送系统的循环预冷实验研究

采用了外加循环支管方式抑制火箭发动机中低温推进剂输送管路中产生的间歇泉现象,对外加支管的低温推进剂单管输送循环预冷系统进行了数值模拟及实验研究。研究了在外加循环支管的管路结构下,增压对循环预冷过程的影响。实验结果表明:单管输送系统中采用外加循环支管的方式可以使整个管路形成循环,这种方法可以有效抑制低温推进剂输送管路中间歇泉现象的产生。     

航天器推进系统发动机动态特性研究

以一维流体瞬变理论为基础,采用特征线有限差分格式,编制航天器推进系统液体推进剂火箭发动机动态过程的通用仿真软件,并对某多台发动机系统的动态特性进行研究。结果表明,该模型较好地描述了系统瞬变特性和水击现象,所开发的软件可方便进行其它推进系统的分析,为发动机系统设计和优化提供指导。      

航空发动机整机振动典型故障分析

为解决航空发动机整机振动问题,根据测试结果描述了航空发动机整机振动的3种典型故障:转子热弯曲引发的振动故障、转静子碰摩引发的振动故障和甩油孔位置不当引发的自激振动故障,说明了振动故障的特征,经分析认为故障发生的原因为甩油孔位置不当引发的自激振动,给出了排除上述故障的措施,经验证,排故效果良好,证明了采用的排故措施有效.     

凝胶推进剂管道输送系统流阻特性实验和数值研究

为研究凝胶推进剂的流变特性,建立了两种不同结构的凝胶推进剂管道输送系统模型。在直管流变特性实验基础上,确定了凝胶推进剂的流变参数,采用凝胶推进剂和水对整个凝胶推进剂管道输送系统流动进行了数值模拟,并将结果与输送系统流阻实验的实验值进行了对比分析。结果显示数值计算结果与实验结果吻合较好。     

金属富燃料推进剂火箭冲压发动机一次和二次系统的性能分析

冲压发动机由于它的高比冲、高速度和持续的推力,极适用于大气层飞行的导弹。最近二十年冲压发动机技术发展的主要里程碑是导弹上应用的整体式火箭——冲压发动机(IRR)的设计和验证。本文详细地介绍了固体推进剂火箭——冲压发动机(一种IRR)在平衡工况下的一种相对地简单的一元流分析法。分析中考虑了下列方面:1)轴对称进气道性能,2)金属富燃料固体推进剂主发动机的复杂的化学平衡组分,3)随着发生的多相流动,4)在二次燃烧室中空气和富燃料燃烧产物的混合和扩散以及随后的反应。应用该分析法介绍了一种典型的实例研究。     

固体推进剂裂纹扩展的试验研究

固体推进剂裂纹扩展的预测是固体火箭发动机中的一个十分重要的问题,这个问题的解决在很大程度上要依赖于试验研究.本文主要介绍国外在某些典型推进剂的裂纹扩展的试验研究中所采用的推进剂试件、试验方法、试验条件和试验结果.     

固液火箭冲压发动机研究

为了研究适应较大空域稳定工作的冲压发动机，选定固液火箭冲压发动机为研究对象。确立了发动机的理论计算方法，优化了发动机的设计，并在试车台架上模拟大范围的飞行工况进行了试验考核，较好地验证了理论的正确性。固液火箭冲压发动机有其独特的性能，根据不同需求调整液体燃料与固液体推进剂的比例，可达到最优组合，具有广阔的应用前景。