基于工作流的液体火箭发动机虚拟试验流程管理

以液体火箭发动机虚拟试验为对象,研究了数字化试验流程管理的解决方案。通过分析发动机虚拟试验流程,建立了基于工作流的试验管理系统过程仿真模型,提出了一个支撑整个试验管理系统的层次化体系架构。该架构为整个虚拟试验过程提供了统一的试验信息集成平台和应用服务环境。最后,以试验准备阶段为例,给出了该系统的一个集成应用,介绍了基于图形管理系统的实现过程,得到了过程中资源消耗优化的结论。所提出的液体火箭发动机虚拟试验流程管理体系为真实试验的资源优化提供了理论依据,在航天领域的数字化试验方面进行了探索性研究。     

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。      

泵压式氢/氧液体火箭发动机质量分析

在文献资料研究的基础上,根据泵压式氢/氧液体火箭发动机的实际特点,考虑发动机性能参数及结构尺寸等影响因素,利用理论推导、统计学及面密度等方法建立发动机质量模型。通过对SSME、RD-0120等8台氢/氧发动机质量的计算,验证了质量模型的合理性。为发动机在系统方案论证时,其质量、性能等参数的估算和优化奠定了基础。     

减压器动态仿真的有限体积模型

通过对一维理想气体流动的有限元状态变量模型推导过程的拓展，获得了适用于变体积容腔的气体容积模型，并结合气体管道、气体阀门的有限元状态变量模型，通过对三者的组合运用发展了一种可仿真气体减压器动态工作过程的有限体积模型。采用此模型分别对某逆向卸荷膜片式减压器和某贮箱增压系统所用减压器进行了动态工作过程的仿真，前者仿真结果的稳态值与早期文献的实验数据和仿真结果相一致。表明有限体积模型的稳态精度合乎工程需要；后者的仿真获得了减压器各个腔室状态参数和阀芯开度的响应曲线，表明贮箱增压过程可以分为启动段、稳定段两个阶段，同时表明在理想气体绝热流动的假设下节流前后温度基本不变。数学模型和建模方法显示出良好的有效性和通用性。     

液体火箭发动机自动控制系统的过渡过程研究

以能多次启动的某泵压式液体火箭发动机的自动控制系统为研究对象,构造了液体火箭发动机自动控制系统的物理模型,并对其建立了非线性的数学模型.针对可能发生的干扰形式,以阶跃形式输入,进行了单干扰状态下动态特性模拟,计算方法采用小偏差法.通过对数学模拟的结果与从试验获得的数据进行比较,发现:当干扰信号在小范围内变化时,所建数学模型较精确合理,计算方法满足模拟要求.该工作对控制参数的优化选择和合理采用控制系统等具有一定的参考意义.     

AMESim软件在液体火箭发动机系统动态仿真上的应用

根据模块化建模思想和通用仿真要求,利用AMESim中的AMESet平台二次开发出了发动机系统通用仿真模块库,并对不同类型发动机系统的动态特性进行了仿真.研究结果表明,建模过程简单明了,操作性及通用性强.通过计算结果与试车曲线对比,验证了所采用仿真方法的合理性和正确性.所做的工作为今后液体火箭发动机通用仿真研究打下了良好...     

补燃循环液体火箭发动机输送系统的频率特性

以某大型泵压式补燃循环液体火箭发动机的输送系统为研究对象,采用两种动态数学模型：在低频区域为集中参数法,在中频区域为分布参数法,进行了发动机动态特性的评估、发动机调节系统的分析,为发动机系统稳定性研究以及火箭飞行中的纵向稳定性计算提供原始数据。     

注气式蓄压器系统工作特性仿真分析

以大型运载火箭POGO稳定性为研究背景,针对国内尚无型号应用的注气式蓄压器开展仿真研究。在建立注气式蓄压器动力学模型的基础上,利用航天飞机主发动机的相关参数验证了仿真计算的准确性。仿真计算了蓄压器对推进系统固有频率的影响和四种不同蓄压器的推进系统频率特性。研究了注气流量、注气温度、排气流量和排气时间对蓄压器工作特性的影响。仿真结果表明,随着蓄压器入口压力的增大,溢流孔靠近底部的蓄压器气枕压缩量减小;注气式蓄压器比贮气式蓄压器能够更有效地避免推进系统频率与箭体结构频率相交。     

空间推进系统静态特性通用仿真方法

针对采用液体推进剂的空间推进系统，提出了一种基于图论和面向对象技术的通用数值仿真方法，该方法适用于空间推进系统各种形式设计方案的检验及推进系统静态工作过程的仿真研究。应用此方法开发的软件对某空间推进系统进行了静态特性的仿真，获得良好效果，显示了很好的通用性。