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本文主要针对液体火箭发动机的随机振动,提出在谱分析时用变带宽的方法取代时域上用自相关函数确定信号的周期与随机分量,以及周期与随机分量分离的方法。用此方法确定的液体火箭发动机的振动特性基本上和美国公布的液体发动机的振动特性一致。液体火箭发动机的不稳定燃烧和脉动推力引起机械的振动,发动机的强噪声引起的声 相似文献
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大型运载火箭的推进剂液体控制问题 总被引:1,自引:0,他引:1
引言发射同步卫星的运载火箭常要求在停候轨道上滑行一段时间,然后再起动发动机将其推进到转移轨道。滑行期间貯箱内推进剂液体处于“失重”状态,液气界面的稳定性很差,在外界干扰作用下推进剂液体很容易离开原来位置.这种状态对于运载火箭重心控制、发动机再起动和排气系统工作都是很不利的.所以,如何保证滑行期间推进剂液体在所需要位置是运载火箭设计的基本问题之一。推进剂液体的控制方法很多,大型运载火箭常用的方法有连续正推火箭、间断正推火箭和蓄留器。连续正推火箭法的原理是利用正推火箭推力产生的低重力环境,使推进剂液 相似文献
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液体捆绑火箭POGO稳定性分析的闭环传递函数法 总被引:1,自引:0,他引:1
2003年,CZ-2F火箭成功将"神舟号"飞船送入太空。从遥测数据分析发现,在一级飞行末秒出现逐步增大的低频振动,具有典型的纵向耦合振动(以下称POGO)特征。国内外研究结果表明,液体火箭上升段常产生一种纵向动力学不稳定,它是由箭体结构模态振动和液体发动机的推进系统相互耦合而引起的一种自激振动。火箭结构系统、输送管路系统和动力系统构成了带反馈的闭环控制系统。火箭在飞行过程中,上述系统中的部分参数是变化的,故实际飞行状态对应着时变的系统。但系统在某一固定的飞行秒状态,可按线性时不变系统进行稳定性分析。推导出液体捆绑火箭POGO振动的传递函数,提出了闭环传递函数法并对液体火箭进行了POGO稳定性分析。计算飞行状态的稳定性,结果与飞行发生的情况基本一致;对可能采取的蓄压器参数设计方案,包括氧化剂管路与结构纵向一阶、纵向二阶和助推器局部模态的耦合,进行了稳定性分析,给出了不同结构阻尼时的稳定性裕度。文中的闭环传递函数法具有通用性,适用于液体捆绑火箭的POGO稳定性分析。 相似文献
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姿轨控火箭发动机喷流红外辐射特性的定量测量,是飞行器突防效能研究以及喷流流场数值模拟计算模型验证中的一个关键环节。为定量研究火箭发动机喷流红外辐射场分布,对某型过氧化氢-煤油小火箭发动机进行了喷流红外辐射特性测量实验。使用的制冷型中波红外相机波段为3.7~4.8 μm,该相机探测阵元平均噪声等效温差为16 mK,输出16 bits信号,具有高灵敏度和大动态范围。通过对红外相机的黑体辐射定标,并对定标误差进行分析,反演所测灰度值图像,在与喷流垂直方向得到中波红外波段的喷流辐射亮度分布。测量结果表明,小火箭发动机喷流中马赫盘结构位置清晰,喷流在中波红外波段的峰值辐射亮度为184 W/(m2·sr),辐射测量精度为12 W/(m2·sr)。 相似文献
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火箭冲压组合发动机包含多个工作模态,不同模态灵活组合的优势使其具有宽速域和广空域的工作特点,兼具加速和巡航的优点.火箭冲压组合发动机燃烧室中存在着亚声速、跨声速和超声速共存的流动结构,具有流动速度高、混合时间短、反应强度大、燃烧空间受限和波系结构复杂等特点.围绕火箭射流的强剪切性、燃烧模式的多样性和燃烧过程的动态性,分析了火箭冲压组合发动机的流动与燃烧特征,总结了面向发动机的高速湍流燃烧研究进展,研究了火箭冲压组合发动机中超声速反应混合层的生长特性、燃烧模式与空间释热分布和动态燃烧特性等问题.通过对碳氢燃料详细化学动力学机理的简化、校验,获得了分别适合于工程计算和细致燃烧机理研究的总包反应与框架机理.从火箭射流主导的反应混合层生长模型,宽范围、变来流工作中流动燃烧过程的不确定性和碳氢燃料动力学的简化与加速算法研究出发,提出了火箭冲压组合发动机基础研究中需要突破的问题,为认识发动机中多尺度燃烧机理、优化多模态燃烧组织提供参考. 相似文献
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针对某液体火箭发动机热试车时发生的故障,详细的分析了振动数据、压力数据及转速数据,研究了该发动机产生故障的原因,并在试验后的发动机分解后得到有效的验证。 相似文献
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这份NASA报告刊出的是由Archer和Rubin提出的用有限元分析运载火箭轴向动力特性和动力响应的新方法。该方法是将火箭的主要部段——贮箱取成壳元,而贮箱内的燃料则取为液体元(不考虑液体刚度),其它非对称部件取成弹簧-质量单元。用这种组合模型可以用较少的自由度计算轴对称液燃火箭的纵向动力特性和动力稳态响应。该方法曾用于登月的土星V运载系统的轴向动力计算,也用于航天飞机哥伦比亚号主燃料箱的纵向动力计算,还用在法国阿里安火箭的纵向动力计算,都取得了较好效果。文章对所用公式有较详细的推导,对程序也做了一定的说明,该方法和程序具有较大实用意义。 相似文献
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为掌握喷嘴缩进长度和燃烧室长度对气氧/煤油火箭发动机高频燃烧不稳定性的影响规律,设计并开展了单喷嘴模型发动机燃烧实验。实验选用了气液同轴离心式单喷嘴,采用中心供应氧气,液体煤油经切向孔沿轴向旋转进入喷嘴的形式,为测试燃烧稳定性,燃烧室和喷嘴缩进的长度分别作为实验变量,利用高频压力传感器采集数据,基于压力信号对实验结果,尤其是呈现的纵向高频燃烧不稳定性现象进行了细致地研究。结果表明:在本文研究条件下,随着缩进长度的增加,对纵向高频燃烧不稳定性产生阻尼作用,但不会消除纵向高频燃烧不稳定。燃烧室的长度在516和356mm之间存在某个值,使得喷嘴缩进长度对燃烧稳定性影响可以忽略。随着燃烧室长度的增加,一阶纵向声学频率逐渐减小,而幅值逐渐增强。出现这些现象的原因是燃烧过程压力振荡与声波存在相位差。此外,燃烧室长度对纵向高频燃烧不稳定性的影响比缩进长度更明显。 相似文献
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在载人航天的运载火箭第五次飞行中,宇航员报告在一级火箭飞行末秒产生比较强烈的振动。北京强度环境研究所承担了该问题的研究工作。课题组根据飞行振动、输送管路脉动压力的遥测数据分析,认为这种振动的主要原因是产生了液体火箭的燃料输送系统和火箭结构系统动力学耦合的全箭POGO振动。为了证明POGO振动成因,进行了模拟介质和真实介质的输送管路脉动特性试验、全箭纵向模态试验,开展了管路特性计算分析和全箭POGO稳定性分析工作,证明了实际飞行时POG0振动的机理。 相似文献
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一、引言推进剂晃动是大型液体火箭稳定系统设计的一个基本因素。通常采用便于稳定分析的“弹簧——质量”等效力学模型来研究贮箱中液体运动对火箭的影响。等效力学模型的基本思想是:只保持由液体运动引起的、作用在贮箱上的总力、总力矩和动特性一致,不考虑液体运动特点和作用在贮箱上的压力分布。由于等效力学模型是在理想液体、无挡板、小扰动 相似文献