某固体火箭发动机推力向量控制系统接头接触性能分析

以某固体火箭发动机推力向量控制系统摆动接头的单珠承载试验模型为计算模型,采用摩擦接触问题的Lagrange乘子法与弹塑性耦合的有限元理论,计算分析了摆动接头阳球试件在不同强化层厚度下的接触应力、变形及破坏机理;为降低系统摆动力矩,同时考虑大尺寸球面的表面强化和加工工艺,提出了满足接触性能的阳球表面强化层为1～1.4mm...     

固体火箭发动机推力终止试验技术探讨

反喷管打开时间、同步性及负推力等数据是导弹弹道计算的重要参数，基于目前测试条件，提出了一些测量这些数据的简便可行的试验方法，以满足固体火箭发动机研制的需求。     

固体火箭发动机推力向量控制系统评述

固体火箭发动机推力向量控制系统的功用是根据飞行器控制系统的指令,偏转发动机喷焰排出方向,使其与飞行器轴线偏斜一定角度θ,从而改变反作用推力F的方向,此时,发动机推力F的径向分量Fsinθ就是侧向控制力Fs,它围绕飞行器重心产生一个控制力矩,用于飞行器姿态的稳定与控制。推力向量控制系统按指令要求控制推力向量偏角θ的方向与大小。     

固体火箭发动机后效推力计算

为提高导弹的精度,对固体火箭发动机后效推力进行了理论分析和计算。首先用一维两层模型计算绝热层内部温度场,建立了绝热层表面能量和质量守恒方程,得到后效段绝热层各时刻的热解气体质量和烧蚀质量,再采用经典流体力学理论对后效段发动机内弹道进行了一维计算,而后计算发动机的后效推力。计算结果表明,发动机工作结束后的后效推力迅速减小。     

固体火箭发动机燃气喷射推力向量控制燃气阀

80年代初,法国欧洲动力公司使用新研制的碳/碳和碳/陶瓷复合材料设计了能经受3600K火焰温度的燃气阀,并于1986年进行了两次试验,均获成功,对脉冲式和比例式这两种不同的工作模式的燃气阀作出了评价,本文先介绍研究计划的内容,然后详细地说明燃气阀的设计、关键部件点火前的试验、点火试验的结果和试验后的分析。     

固体火箭发动机的推力调节

简要介绍了几种可随机调节推力的固体发动机及其应用情况，着重介绍了胶状推进剂发动机的推力调节。     

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。     

单室双推力固体火箭发动机装药

从理论上分析了单室双推力固体火箭发动机产生两级推力的机理.给出了在喷管膨胀比不变的条件下,采用改变燃烧面积和改变推进剂燃烧速度的方法设计出的若干种斗室双推力固体火箭发动机的装药型式.扼要介绍了单室双推力固体火箭发动机近年来应用新技术、新材料和新工艺的情况.     

推力可控固体火箭发动机应用及发展

介绍了固体火箭发动机推力控制的多种技术方案及可控推力室在姿控，轨控发动机领域中的应用。     

固体火箭发动机燃气二次喷射推力矢量控制试验研究

介绍了固体火箭发动机卧式六分力试车台系统及其测量原理,设计了燃气二次喷射固体发动机试验系统,完成了燃气二次喷射发动机原理性试验。试验结果表明,二次喷射具有放大作用,燃气二次喷射能产生较大的侧向控制力。试验得到的推力矢量控制偏角为7°,二次喷射燃气侧向比冲为2 366.4 N.s/kg,其效率远高于液体二次喷射。     

基于推力矢量控制的固体火箭发动机气体二次喷射研究

采用二维雷诺平均方程和κ-ε湍流模型,对固体火箭发动机气体二次喷射复杂干扰内流场进行了数值模拟。借助数值模拟技术,对气体二次喷射推力矢量喷管的部分方案进行了初步探索,研究了不同喷射参数对气体二次喷射流场特征及侧向控制力的影响,并分析了其原因。结果表明,二次喷射气体的喷射孔位置、喷射角及喷射总压等因素对侧向力的影响相互耦合,适中的喷射孔位置、逆流喷射角及较大的喷射总压都能有效增加侧向力及矢量角。     

新型四余度功率电传推力矢量控制技术

通过对现有不同类型功率电传(PBW—Power by wire)系统进行分析,根据航天运载器使用特点,提出了理想PBW系统的概念,并基于负载敏感原理提出了新型PBW系统方案。在此基础上,针对载人航天等高可靠性应用场合,提出了四余度PBW系统方案。通过仿真研究证明所提出的新型PBW系统具有比传统PBW系统更好的综合性能,是最接近于理想PBW系统的设计方案。通过对四余度PBW系统在故障情况下的工作情况进行仿真研究表明,四余度PBW系统具有两次故障工作、三次故障安全的余度等级。文中所提出的系统方案在未来大推力固体火箭发动机和氢氧发动机推力矢量控制系统中具有广泛的应用前景。     

燃气推力矢量控制发动机内流场数值模拟

采用基于Favre平均的三维N-S方程,对燃气推力矢量控制发动机全内流场进行了数值仿真,研究了燃气引流、燃气二次喷射及与发动机内主流相互作用等复杂流动。研究结果表明,流场内包含复杂的涡系结构和波系结构,还存在着边界层与激波的相互干扰、自由剪切层、激波、膨胀波和大尺寸分离。通过数值模拟,对试验中的异常现象进行了定性分析,得出了与试验一致的结论。     

喉栓式变推力发动机性能研究

利用建立的等效喉部面积计算方法,确定了喉栓式变推力发动机中喉栓构型、喉栓位置、喉部面积之间的重要关系,比较了不同构型发动机推力调节性能的差异。针对喉栓介入后发动机内复杂波系、流动分离等非传统流动现象开展稳态数值模拟,预示了变推力过程中发动机的整体性能;并将计算的稳态平衡压强、推力与原理样机的试验数据进行了对比,结果较为一致,验证了变推力的可行性和数值模型的有效性。所得结论可为变推力固体火箭发动机的设计、试验及应用提供参考依据。     

固体火箭发动机地面试验测量系统研究

针对固体火箭发动机地面试验,基于柔性试验架建立试验设备,应用虚拟仪器技术搭建通用测量硬件平台,使用LabVIEW7.1开发了一套包含参数控制、参数标定、数据测量、数据处理在内的发动机地面试验通用测量软件,从而建立了发动机测量系统.该测量系统可同步监测整个固体火箭发动机工作过程,能够满足发动机地面试车性能检测高精度要求,具有快速反映整个试车过程的能力和节省数据处理时间等优点.     

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.     

基于FIG-SVR的姿控发动机推力校准斜率预测

为了对某型号姿控发动机高空模拟试验推力现场校准斜率进行趋势预测,提出了一种模糊信息粒化(fuzzy information granulation,FIG)和支持向量回归机(support vector regression,SVR)相结合的时间序列预测方法。借助模糊信息粒化方法将推力现场校准的斜率映射为包含区间最小值Low、中值R和最大值Up 3个参数的模糊信息粒,以降低样本的维数,并以其为输入构建SVR回归模型。预测结果表明,基于模糊信息粒化SVR确定的预测区间较好地反映了推力现场校准斜率的变化趋势。     

环喉环簇塞式喷管推力矢量控制研究

针对环喉环簇塞式喷管发动机的结构特点,提出了二次流喷射实现推力矢量控制的方案,并用数值方法研究了二次流的总温、总压、位置、角度、流量、喷射孔的数量以及孔间距等工作参数对推力矢量控制性能的影响。结果表明,侧向力与二次流的总温、总压、流量成正比关系;多孔比单孔的喷射效果好,孔与孔的间距要适当;逆向喷射比顺向喷射产生的侧向力大;喷射孔位置的选取受工作压比的影响很大。