基于ITD和STD的液体火箭发动机模态参数辨识方法

在液体火箭发动机模态参数辨识领域,频域法仍是模态分析的主流方法,但该方法存在诸如功率泄露、频率混叠和离线分析等不足。本研究将基于时域识别的ITD法和STD法应用到液体火箭发动机模态参数辨识领域。由于这两种算法的基础是线性系统,利用Hilbert变换的方法,验证该发动机具有线性系统特征。与频域法对比的结果表明,该方法具有较高识别精度,且只使用实测响应信号,使用设备简单,因而可以在线分析,为发动机在工作环境下的参数识别奠定了基础。     

RBCC发动机纯火箭模态流场数值仿真研究

基于某火箭基组合循环(RBCC)发动机结构及气动参数开展了飞行高度30 km、飞行速度8 Ma时,发动机纯火箭模态三维流场数值仿真.对进气道、燃烧室、尾喷管、火箭发动机等组件流场结果进行分析,并计算了发动机总体推力.结果表明:纯火箭模态下,RBCC发动机进气道存在气流分离,喉部总压恢复系数约为0.34;燃烧室存在两股气流掺混,二级进出口总压损失约38.5％;二级燃烧室流场结构复杂,使得尾喷管入口截面气流参数分布不均,其总压畸变值为0.648;纯火箭模态下该RBCC发动机轴向推力约1 700 N.     

RBCC发动机火箭及火箭冲压模态热力循环分析

为了研究RBCC发动机火箭模态及火箭冲压模态的工作特性,基于发动机地面自由射流试验结果,利用一维气动理论构建了发动机火箭及火箭冲压模态的性能分析模型,对发动机6 Ma来流条件的试验数据进行了处理,获得了发动机轴向的沿程气流参数,分析了发动机的热力循环、工作效率、有效能分布以及部件和排气中的有效能分配比例。结果表明：一维计算得到的推力与试验结果误差在5%以内;火箭冲压模态下火箭燃气的引入可以有效提升发动机的热循环效率(约提升20%),火箭燃气的引入对有效能产生率和有效能的分配比例影响不大,火箭冲压和冲压模态的有效能产生率分别为0.45和0.48;火箭模态推力增益产生的主要原因是火箭燃气的能量添加至冲压流道中,形成了有效的热力循环,产生了机械能增量,最终表现出推力增益,约为29%。     

基于遗传算法的固体火箭发动机参数辨识

固体火箭发动机参数辨识为非线性受约束优化问题,经典算法求解此类问题时初值敏感、局部收敛等问题表现较为突出.针对上述难题,将具有良好全局收敛性的遗传算法用于固体火箭发动机参数辨识,得到推进剂燃速模型和喉径变化模型的全局最优辨识值.计算结果表明,固体火箭发动机参数辨识采用遗传算法求解可行,计算结果与试验结果吻合良好.     

复合材料柔性喷管试验模态分析

应用试验模态分析，对一种固体火箭发动机的柔性喷管进行了动态特性分析和试验，并获得了该柔性喷管的前１３阶模态振型及参数。     

补燃发动机总体布局动态设计研究

基于经典的振动理论,结合现代的有限元分析方法,研究了补燃火箭发动机整机结构以及主要管路的固有频率和振型,进行了整机结构中的Y形管模态试验,并分析了真实发动机试车时的主导振动频率。结果表明,Y形管的计算固有频率和试验固有频率相符,振型一致;管路系统的固有频率高于发动机整机的固有频率;发动机试车时的主导振动频率与其固有特性不相耦合。模态计算和试验结果表明,该发动机总体布局结构在动态特性上是合理的。     

固体火箭发动机试验模态分析技术研究

将固体火箭发动机划分为144个自由度，采用锤击法，单点激励多点响应（SIMO）对其在4种工况下进行了频率响应的测量，应用了多种方法进行模态参数识别和数据拟合，并对其结果进行比较，获得了发动机在各工况1kHz以内的各阶固有频率、振型和阻尼，并对试验模态分析技术在固体火箭发动机试验中的应用进行了研究。     

500吨级液氧煤油发动机结构动态特性

为获得我国载人登月运载系统用500吨级液氧煤油发动机结构动态特性,采用有限元方法对发动机整机结构进行了模态计算分析,并对影响结构动态特性的相关因素进行了分析,获得了发动机的模态参数以及优化结构低频特性的有效途径。针对该发动机零部组件多、结构复杂度高的特点,采用子结构有限元模型组装并结合部分组件试验的方式建立了整机结构的有限元仿真模型。计算结果表明,在目前设计状态下,发动机的首阶模态频率约为8.8 Hz。进一步优化表明,通过增大工艺拉杆倾角,可显著提升伺服回路在相应方向上的横向刚度,从而使该方向上的模态频率得到大幅提升。     

推进剂粘弹性对固体火箭飞行模态特性的影响

常规固体火箭振动模态特性分析中不考虑推进剂粘弹性的影响,实际上在飞行过程中推进剂的粘弹性会使固体火箭呈现复杂、变化的模态特性。飞行过程中,一旦结构的某阶模态与燃烧室声腔发生耦合振动,就有可能诱发燃烧不稳定,因此有必要掌握全箭实时模态参数。针对粘弹性推进剂使得火箭飞行过程实时模态参数难以预测的问题,提出了一种数值仿真模型修正方法,以空、满载固体火箭地面模态试验结果与仿真结果进行对比,证明了方法的准确性。对空、满载火箭模态参数进行对比还可以发现,当推进剂厚度随着燃烧逐渐变薄,全箭在弯曲振动中,发动机壳体的截面变形逐渐增大;发动机呼吸振动幅值也随之变大。在已知燃面退移量的前提下,可准确预示全箭在飞行过程中的实时模态参数,极大提升了固体火箭在飞行过程中的振动问题的分析及排查能力。     

基础激励下结构模态参数辨识

利用基础激励辨识结构模态参数的方法是一种在空间飞行器的研制中具有工程意义的模态分析方法。文章对这一方法做了较为系统的探讨,推导出了基础激励下频响函数的数学模型。其形式类似于传统方法中相应的公式,因而只需对测量数据稍作代数修改,即可利用现成的模态分析系统进行基础激励下模态参数的辨识。通过计算机仿真、悬臂梁试验及工程实例的综合分析,结果表明基础激励方法在工程应用中具有与其他传统方法同等的可靠程度。