脉冲微推力器平均推力测量研究

平均推力测量是脉冲微推力器推进性能研究的关键问题之一。研究了在标准的周期性信号作用下,二阶系统的响应与输入之间的关系。在欠阻尼条件下,得到了系统稳态平均回复力等于平均推力的重要结论,仿真结果证实了结论。研究结果亦可应用于脉冲微推力器的总冲研究。     

基于扭摆台架的动态推力测试方法研究

微纳卫星微推力器的性能测试,要求在诊断稳态推力和冲量的同时测量动态推力,为此开展动态推力测试方法研究。根据扭摆式台架的二阶质量-弹簧-阻尼系统模型及特点,提出通过静、动态砝码标定,进行扭摆台架的转动惯量、阻尼常数和弹簧系数等参数辨识。利用干涉式激光位移计实现对微小位移的高精度和高频响测量,系统的测量精度约为10nm,测试带宽500k Hz。建立了探测器的记录光强与微位移间的数学模型,获取台架微位移,通过对微位移进行一次、二次求导获得台架的速度和加速度信息,根据台架运动方程,实现动态推力测量。误差分析表明,稳态推力测试的最大绝对误差小于0.5mN,动态推力测试的最大误差约为0.58mN。利用落压式工作的微型冷气推力器开展验证试验,结果表明该测试方法能够实现动态推力测量要求,响应频率为50Hz。     

N_2O单组元微推力器真空试验设计与分析

提出了N2O单组元微推力器冲量测量方案.通过多次试验结果拟合稳态推力与压力之间的关系,再采用动态压力计算动态推力和冲量.对催化床尺寸为8mm×35mm和10mm×25mm两个微推力器进行了高空模拟试验研究,考察了流量对微推力器比冲的影响,得到了不同流量条件下稳态推力和压力之间的关系.试验方案与分析结果为微推力器精确...     

一种多脉冲微推力的测量方法

 微推力测量技术是微推进器设计的关键技术之一,是微小卫星进行轨道保持、姿态控制的基础技术。多脉冲平均微推力的测量对于脉冲微推进器的特性研究有着重要的作用。对常用的微推力测量方法进行了总结,提出了一种多脉冲微推力测量的方法。基于二阶系统模型,利用傅里叶展开的方法,分析了在多脉冲推力作用下测量系统的动态响应。理论分析和仿真结果表明：在推力脉冲的频率远高于测量系统的固有频率时,系统的稳态转角同微推进器的平均推力成正比;可通过测量系统的稳态转角来获得平均推力大小;通过测量得到的平均推力,还可以获得总冲的大小。该测量方法可以有效避免推力信号的波动对于平均推力测量的影响。     

一种微推力测量系统的推力不确定度标定方法

利用微推力测量系统有助于星载微推力器性能的测评和研发,而其不确定度的标定可以判断实验测量结果的可信度,本文提出一种推力测量系统的推力不确定度标定方法。通过对推力测量系统施加已知标准力,根据推力测量系统的系统响应反演计算推力估计值,将已知标准力与推力估计值比较,以此标定推力测量系统的推力不确定度,并且给出推力不确定度和推力误差。所提方法具有以下主要特征：（1）利用推力积分方程离散化为推力离散化线性方程组求解推力加载全程的动态推力;（2）根据标准力不确定度和推力估计值不确定度,综合评价推力不确定度;（3）依据标准不确定度和扩展不确定度,获得给定置信度条件下的推力相对误差。本文基于所提方法对某亚毫牛级推力测量系统的不确定度进行了实验评估。结果表明在给定95%置信度条件下,其推力测量误差小于2%。所提出的推力不确定度标定方法,可为星载微推力器的推力误差评定提供了高置信度、高精度测评方法和手段。     

双丝扭秤微推力测量系统

针对未来空间引力波探测任务——"太极计划",根据卫星平台无拖曳控制对微推力器产生推力大小的要求,研发出一套基于扭秤的微推力测量系统,分别详述了其微推力测量、弱力产生装置和角位移差动测量的原理及磁阻尼装置。通过对弱力产生装置和扭秤系统的标定,得到微推力与扭秤扭转角位移的函数关系。同时分析了结构和环境对微推力测量系统的影响,得到其推力测量范围为1~200μN,分辨力为0.4μN,相对不确定度为1.1%,满足对微推力器推力分辨力和精度的测量要求。     

一种用于微小推力冲量测量的扭摆系统参数标定方法

扭摆系统通常用来测量航天微推力器的微推力和微冲量。为了实现扭摆的系统参数精确标定,根据扭摆系统阶跃响应的特点,深入分析稳态扭转角和极值扭转角及其对应时间等特征点与系统参数的关系,提出了系统参数标定的比例回归法,所提出方法能够同时标定阻尼比、振动频率和扭转刚度系数等系统参数,计算分析简便,适合真空环境下的扭摆系统参数标定,有助于真空环境下航天微推力器的推力性能评价工作。实验表明:相对于传统数据处理方法,利用比例回归法估计的置信区间最大可缩小61%,可有效改善系数参数的标定结果。     

一种绿色无毒单组元微推力器性能试验研究

为了获得研制的一种基于绿色无毒ADN基推进剂的单组元0.2N微推力器性能,对其进行了试验研究。通过真空加热试验,获得微推力器的温启动加热性能;通过高空模拟热试车试验,获得微推力器稳态和脉冲工况下,微推力器的推力、温度分布等参数,考察微推力器的启动性能、稳态、脉冲工作稳定性,研究微推力器工作过程中推力室、前室和电磁阀温度变化规律,通过1000s长稳态点火试验,验证了微推力器长稳态工作的稳定性。结果表明,3W加热功率实现了微推力器200℃的温启动要求,微推力器完成了系列稳态、脉冲考核程序,工作过程中微推力器推力稳定,启动响应快,推力室温度最高达到1016℃。试验证明了研制的0.2N微推力器在完成结构微型化的同时,实现了微流量下推力器稳定工作,微推力器额定真空比冲大于200s,性能优良,200mN推力量级微推力器的成功研制,将进一步拓展ADN绿色无毒推进在微推进领域的应用。     

弹丸脉冲侧喷力俯仰调姿试验与仿真研究

为了解某地面垂直发射弹丸在不同直接力控制系统（RCS）输出条件下的俯仰调姿运动情况，分别采用试验与仿真的方法进行了研究。首先，设计了用于弹丸调姿试验的脉冲侧向推力器、地面发射装置以及同步测试系统，利用高速摄像机测量了弹丸在不同推力器装药量和点火间隔时间情况下的调姿运动情况，并指出这两个参量是决定弹丸最终姿态角的主要因素，需要根据目标姿态角进行合理地搭配。然后，建立了考虑脉冲侧向推力器内弹道过程的弹丸调姿运动模型，并与试验结果进行了对比，验证了仿真模型的预测误差在5%以内。随后，利用仿真模型分析了不同推力器装药量时脉冲推力的变化情况，指出装药量对脉冲推力的变化规律有重要影响，需要与弹丸运动耦合计算以获得更高的精度。最后，对不同推力器装药量时弹丸调整到各目标姿态角所需的点火间隔时间进行了计算，为进一步的研究提供了数据参考。     

500N发动机新型推力架的研制

本文论述了一种新型推力架,采用了整体弹性元件和座控自动校准系统。推力架具有高的固有频率和良好的动态响应。不仅用于稳态推力测量,而且也用于变推力测量。推力测量范围是0～500N,保证精度为0.3％。     

Practical compensation for nonlinear dynamic thrust measurement system

The real dynamic thrust measurement system usually tends to be nonlinear due to the complex characteristics of the rig, pipes connection, etc. For a real dynamic measuring system,the nonlinearity must be eliminated by some adequate methods. In this paper, a nonlinear model of dynamic thrust measurement system is established by using radial basis function neural network(RBF-NN), where a novel multi-step force generator is designed to stimulate the nonlinearity of the system, and a practical compensation method for the measurement system using left inverse model is proposed. Left inverse model can be considered as a perfect dynamic compensation of the dynamic thrust measurement system, and in practice, it can be approximated by RBF-NN based on least mean square(LMS) algorithms. Different weights are set for producing the multi-step force, which is the ideal input signal of the nonlinear dynamic thrust measurement system. The validity of the compensation method depends on the engine’s performance and the tolerance error0.5%, which is commonly demanded in engineering. Results from simulations and experiments show that the practical compensation using left inverse model based on RBF-NN in dynamic thrust measuring system can yield high tracking accuracy than the conventional methods.     

固体火箭发动机脉冲推力补偿技术的研究

用动态补偿原理对脉冲推力衰减振荡曲线进行补偿,以测量火箭发动机脉冲推力。首先对测力传感器进行动态标定,建立测试系统的动态数学模型,然后根据数学模型设计补偿滤波器,并进行计算机补偿仿真验证。最后对实测推力数据进行分析处理,即数据平滑、ＦＦＴ频域分析和补偿滤波。所有以上工作全部采用Ｃ语言,以汉字下拉式菜单的形式,形成一个很实用的动态测试系统标定及数据处理软件包。     

离子液体微推进技术研究进展

介绍了离子液体推进器的基本结构和工作原理,阐述了粒子发射的限制条件及通常采用的工作模式,总结了该推进器的常见分类形式。介绍了当前广泛应用的一些实验方法和仿真手段,以及针对发射阈值场强、束流散射、多粒子分散效率、推进器长时间工作稳定性等问题开展相关研究取得的进展,对比分析了适合粒子发射的工作环境及相对精确的仿真方法,为推进器的后续设计、工作模式设定及性能评估等工作提供了参考。结果表明：增大推进剂流阻、提高发射极阵列密度是提高离子液体推进器效率和推力的合适手段;利用闭环控制的方法改变发射电压极性、逐渐提高发射电压大小是维持推进器推力大小、提高工作稳定性的有效方法。     

轨/姿控火箭发动机推力矢量动态测试系统测量原理与动态性能

 基于国防和航天对轨/姿控火箭发动机脉冲推力矢量动态测试的重大需求,以压电石英为力敏,研制了压电式推力矢量动态测试系统。在探讨推力矢量描述参数及计算的基础上,提出了一种推力矢量测量方案。根据静力平衡原理,推导了求解推力矢量的一般方程。改进了非线性模态分析方法,以所获取的实际动态响应曲线为基础,建立了测试系统的理论动力学模型,利用拉普拉斯变换与逆变换、卷积定理,研究了系统的动态性能和脉冲推力测量性能。针对脉冲推力测量过程中所产生的误差,提出了一种基于理论动力学模型的加速度补偿算法。实验结果证明了测量方案和加速度补偿算法的可行性。     

一种电推力器用小推力测量系统

为了精确测量小功率电推力器的小推力，从理论上提出了一种小推力测量的方法，即利用电磁反馈补偿方法使推力测量天平工作在随遇平衡状态（或接近于随遇平衡状态），消除气路和电路连接的影响。电磁力反馈补偿推力器产生的和。通过对电弧加热等离子体推力器（Arcjet）的热实验，测量装置测量了不同工况下的推力值。实验证明此测量方法可准确测得电推力器工作的小推力。     

Thrust measurement method verification and analytical studies on a liquid-fueled pulse detonation engine

In order to test the feasibility of a new thrust stand system based on impulse thrust mea- surement method, a liquid-fueled pulse detonation engine （PDE） is designed and built. Thrust per- formance of the engine is obtained by direct thrust measurement with a force transducer and indirect thrust measurement with an eddy current displacement sensor （ECDS）. These two sets of thrust data are compared with each other to verify the accuracy of the thrust performance. Then thrust data measured by the new thrust stand system are compared with the verified thrust data to test its feasibility. The results indicate that thrust data from the force transducer and ECDS system are consistent with each other within the range of measurement error. Though the thrust data from the impulse thrust measurement system is a litter lower than that from the force transducer due to the axial momentum losses of the detonation jet, the impulse thrust measurement method is valid when applied to measure the averaged thrust of PDE. Analytical models of PDE are also discussed in this paper. The analytical thrust performance is higher than the experimental data due to ignoring the losses during the deflagration to detonation transition process. Effect of equivalence ratio on the engine thrust performance is investigated by utilizing the modified analytical model. Thrust reaches maximum at the equivalence ratio of about 1.1.     

不对称推力完全自动补偿技术

研究了一种适用于多发飞机的不对称推力完全自动补偿策略,并针对发动机失效后的不对称推力飞行特性进行研究。首先,推导了横航向达到平衡状态的条件,提出了一种基于发动机转子转速信号的自动补偿控制方法,在保证补偿效果的同时,解决了自动补偿系统可靠性低的问题,该自动补偿控制方法将高压转子转速信号与低压转子转速信号进行逻辑运算,结合高压转子转速差控制副翼和方向舵偏转,再与主飞行控制系统共同作用使飞机达到平衡状态。然后,基于横航向主飞行控制系统具有滚转角保持功能的特点,优化自动补偿控制系统。最后,全包线内建立飞机达到平衡状态的线性化数学模型,设计了不对称推力完全自动补偿控制律。通过MATLAB/Simulink建模并进行仿真验证,仿真结果表明完全自动补偿控制方法对不对称推力飞行具有良好的补偿效果。     

基于性能退化缓解的双发推力匹配控制

为了解决退化程度不同而导致的双发推力不匹配问题,首先介绍基于发动机性能退化缓解控制的双发推力匹配控制系统(在发动机基准控制系统的基础上添加外围控制回路实现对推力的间接控制,并通过设定双发共同遵循的期望推力减少由于发动机退化程度不同造成的双发推力差异),之后对该系统所涉及的推力设定、参数估计、转速指令修正等关键技术进行研究,最后在MATLAB/Simulink环境下进行仿真验证,结果表明:该系统可以在发动机参数限制范围内合理地设定双发共同遵循的期望推力,减少推力差异,满足自动协调双发推力匹配的设计要求。