液体火箭发动机故障检测的阈值估计研究

采用区间估计方法选取故障检测阈值,进而以此阈值为标准监测液体火箭发动机的工作情况。基于分离识别信号的概率密度函数还讨论了故障分离的最优阈值问题。某大型液体火箭发动机的热试车数据分析表明:置信区间估计技术可以有效用于发动机故障检测。      

奇偶空间法用于液体火箭发动机故障诊断

基于液体火箭发动机系统测量输出之间的内在一致性,直接利用液体火箭发动机试车的测量参数, 采用奇偶空间方法对仿真的液体火箭发动机１６种故障进行分离, 结果证明该方法对实现液体火箭发动机故障诊断有较好的效果。     

液体火箭发动机推进剂检漏技术的综述

在液体火箭发动机发射前,必须进行完整性试验。完整性试验包括对推进剂和其它液体系统的泄漏检测。建立一个能实现推进剂泄漏故障自动检测的系统是很必要的。本文对液体火箭发动机的泄漏故障检测方法进行了综述,对已用于或可能用于液体火箭发动机检漏的技术进行分类和详细评述,指出了液体火箭发动机检漏技术的几个发展方向。     

动态神经网络在液体火箭发动机故障检测与分离中的应用

应用动态神经网络在线辨识方法，提出了一种液体火箭发动机故障实时检测与分离基本系统。检测逻辑通过度量包含发动机故障信息的辨识残差信号实现火箭发动机故障检测，故障分离通过分析辨识误差相关函数的不同空间特征来实现。仿真研究表明动态神经网络可成功地应用于泵压式液体火箭发动机故障检测与分离。     

液体火箭发动机动力循环效率的分析

本文将液体火箭发动机的动力循环过程分为开式循环和闭式循环,并通过分析的办法,建立了发动机动力循环的效率公式.在这些公式的基础上,分析了影响液体火箭发动机循环效率的因素.本文所得的结果,对液体火箭发动机设计计算有一定的参考价值.     

基于六自由度动力学模型的火箭推力下降故障仿真

发动机推力下降会导致运载火箭质心偏移、产生推力不平衡力矩、减弱控制力等后果,导致火箭姿态和飞行轨迹发生改变,影响火箭可靠性和发射成败。针对某型捆绑火箭助推段发动机推力下降故障问题,建立了故障下的火箭刚体六自由度动力学模型,基于Matlab/Simulink软件,采用分层模块化建模思想搭建了全数字仿真模型,最后以发动机正常状态和单台发动机推力下降为例给出了仿真算例。结果表明,该仿真模型能够正确地反映推力下降故障下捆绑火箭助推段的飞行特点。     

变推力液体火箭发动机的故障识别

讨论了专家系统在液体火箭发动机故障诊断中的应用，研制出一个基于阈值判断的故障识别专家系统，应用该系统成功地识别出变推力液体火箭发动机故障模式。     

液体火箭发动机故障数据库的设计与实现

讨论了液体火箭发动机故障数据库的设计思路及实现途径,以国内２１种液体火箭发动机试车及发射数据为基准,建立了初步的故障数据库,重点介绍了故障数据库的功能设计,结构设计和开发环境等内容。     

神经网络在液体火箭发动机故障检测中的应用(Ⅰ)非线性辨识技术

应用ＢＰ神经网络,提出了一种液体火箭发动机故障实时检测系统。它采用非线性辨识技术,在建立发动机数学模型和输出包含故障信息的监视指标信号之后,用阈值线与监视指标比较,从而预报发动机故障。液体火箭发动机启动与稳态过程的试验数据检验表明：基于非线性辨识技术的故障检测系统性能优越。     

利用键合图模型进行空间推进系统故障诊断研究

介绍了键合图基本理论,并利用其理论对空间推进系统进行了故障诊断研究。结果表明利用键合图模型诊断液体火箭发动机故障,具有建模简单,模型直观,故障定位方便等优点,是液体火箭发动机故障诊断的一个新途径。      

重型运载火箭动力系统分析

讨论了两种载人登月的动力系统方案,分析了已有重型火箭动力系统的结构和基本参数,以满足载人登月的任务要求为前提,提出了重型火箭箭体结构和任务要求.从性能、经济性、技术难度、工作可靠性等方面综合考虑,提出重型火箭下面级的基本方案.提出了一套重型火箭动力系统,建立了一个运载火箭系列,并对其运载能力进行了计算.经综合分析,提出登月火箭可采用8 m直径的三级半结构,助推级、第一级和第二级均为推力5 000 kN量级富氧预燃室补燃循环液氧煤油发动机,第三级为2台50 t氢氧发动机.      

长征五号运载火箭助推动力系统

长征五号是我国新一代大型运载火箭(代号CZ-5),芯级捆绑四个助推器,每个助推器配置两台并联的液氧煤油高压补燃发动机.本文对国内外运载火箭的故障模式进行分析,结合CZ-5火箭首飞实际情况,提出了助推动力系统风险规避应采取的措施.针对CZ-5火箭助推级和芯一级发动机起动点火的特点,分析了CZ-5火箭首次发射中的异型发动机...     

Ma4内并联TBCC发动机匹配设计与模态转换性能分析

由于发动机自身工作能力的限制,要想获得最大的发动机性能,在不同的飞行马赫数下,对应不同的发动机形式,因此为了达到宽马赫数飞行的目的,在不同工作区间采用不同发动机进行工作的组合循环发动机应运而生。涡轮基组合循环发动机(TBCC)作为组合动力的一种,采用涡轮发动机与冲压发动机组合的形式,可以在未来作为远程高速飞行器和可重复使用2级入轨(TSTO)飞行器的第1级动力,有广阔的使用前景。作为宽速域内工作的 TBCC,模态转换是实现 TBCC 发动机宽马赫数工作必须解决的关键技术问题之一。针对Ma4 速域 TBCC 发动机,建立了相应的涡轮发动机与亚燃冲压发动机并联模型,通过考虑2种发动机的设计点与非设计点工作条件,对模态转换马赫数进行了选择,并基于保持固定流量这个前体条件,给出了相应的并联TBCC 模态转换控制过程。基于建模并联模型,初步确定了采用涡轮与亚燃冲压动力的 TBCC 发动机的可行性,在合适的匹配条件下,TBCC 组合动力可以满足飞行器的推力需求。     

液体火箭发动机对单级入轨运载器的影响

对给定的飞行任务，计算了推进系统采用国外现有、改型以及新型液体火箭发动机时，主推进系统发动机的组成方式对单级入轨运载器干质量的影响。对推进系统采用改进SSME的单级入轨运载器，计算了在运载器起飞质量不变的情况下，发动机比冲和质量对运载器有效载荷的影响，以及在有效载荷不变的情况下，发动机比冲和质量对运载器子质运的影响。计算结果表明，推进系统采用双燃料双膨胀发动机的单级入轨运载器具有最小的干质量。     

重型火箭下面级发动机基本参数分析

分析了已有重型火箭动力系统的结构和基本参数,以满足载人登月的任务要求为前提,提出了任务要求以及一套重型火箭箭体结构方案.从性能、经济性、技术难度、工作可靠性等方面综合考虑,提出重型火箭下面级的基本方案,包括推力量级、推进剂以及发动机循环方式的选择.采用面向对象的通用顺序化计算方法,建立发动机系统仿真模型,计算得到9个发动机方案的最高室压及功率平衡参数,分析了燃烧室压强和混合比对发动机性能的影响.经综合分析,建议重型火箭下面级发动机可选择推力4 500～5 000 kN富氧预燃室补燃循环液氧煤油发动机.      

用运载器评价发动机方案的方法

早期在对液体推进剂火箭发动机方案进行评价与选择时,仅以发动机本身的指标(如比冲、推重比等)作为方案比较的标准。这样没有考虑发动机子系统与运载器总系统的相互联系,得不到合理的评价结果。液体推进剂火箭发动机是航天运载器的一个子系统,采用运载器的性能指标评价发动机方案才能得到比较客观的结果。 本文推导了运载器的评价指标,给出了运载器的线性化质量方程,阐述了运载器设计参数的简化确定方法,由此提出了一个采用运载器评价发动机方案的方法。最后应用提出的方法对五个发动机方案进行了评价。     

国外TBCC发动机发展研究

涡轮基组合循环(TBCC)发动机是未来高超声速飞行器最适合的动力系统之一,配备该类发动机的高超声速飞行器具备水平起降、机动飞行和重复使用能力。本文对国外开展的TBCC研究项目(如美国的RTA、FaCET和Trijet,日本的HYPR和ATREX,以及欧洲的LAPCAT)进行了系统阐述,较为详细地分析了各研究项目中TBCC方案特点,表明随着涡轮发动机技术的全面发展,及采用火箭引射冲压和预冷等技术,涡轮发动机的工作马赫数可扩大到4.0,且TBCC发动机具有工程可实现性,是未来最具发展潜力的空天动力。     

Research on windmill starting characteristics of MTE-D micro turbine engine

Micro turbine engine (MTE) is an important kind of propulsion system for miniature unmanned aircraft or missiles, because of its better high-speed performance (than propeller propulsion) and higher propulsion efficiency (obviously than rockets). Windmill start is a common air-starting mode used in micro turbine engine. The windmill starting characteristics are important to the practical use of micro turbine engine. In this paper, the windmill starting characteristics research for a 12 cm diameter (MTE-D) micro turbine engine is carried out by experiment and numerical simulation. The characteristic of rotor mechanical losses at low-speed condition is stud- ied, and the engine common working line of windmill starting process is obtained. Based on the engine windmill characteristics, the propane ignition characteristics under different inflow conditions are researched, and the envelope of propane ignition and propane flameout is determined. The experimental research of fuel supply and ignition characteristics is completed, and the envelope of fuel supply and ignition is obtained. The windmill stage, propane ignition stage, fuel ignition stage and acceleration process from idling-speed to 80% full speed of MTE-D micro turbine engine is optimized, and the optimization windmill starting parameters are collected. The successful wind-mill starting experiment under this condition with engine speed up to 80% full speed indicates that these starting parameters are reasonable. All the starting parameters of MTE-D micro turbine engine obtained in this work are dimensionless parameters, and the conclusions obtained in this study have some reference to other micro turbine engines with the similar structural form and starting process.     

Autonomous mission reconstruction during the ascending flight of launch vehicles under typical propulsion system failures

In recent years, Chinese Long March(LM) launchers have experienced several launch failures, most of which occurred in their propulsion systems, and this paper studies Autonomous Mission Reconstruction(AMRC) technology to alleviate losses due to these failures. The status of the techniques related to AMRC, including trajectory and mission planning, guidance methods,and fault tolerant technologies, are reviewed, and their features are compared, which reflect the challenges faced by AMRC technology...     

对凝聚态工质激光推进的思考

液体和固体等凝聚态物质以其自身独有的特性引起了广泛的研究兴趣。目前的研究结果表明,液体工质的冲量耦合系数较高,固体工质的比冲较高,但是能量转化效率都比较低。对照化学火箭发动机的理想热力循环过程,在对激光推进工作过程合理简化假设的基础上,给出了激光推进的理想热力循环过程,对激光推进的能量转化效率和化学火箭发动机的热效率进行了定量对比分析,结果表明,在能量转化效率方面激光推进并没有优势。分析了掺杂材料、含能工质以及液膜对激光推进理想热力循环过程的影响。定量研究结果表明,含能工质对能量转化效率的提高作用最明显,掺杂材料和含能工质对能量转化效率的提高效果比较明显。