液体火箭发动机地面试车实时故障检测参数的选取

合理有效的参数选择是液体火箭发动机地面试车实时故障检测系统的一个核心而基础的研究问题.本文首先进行了检测系统采集参数的需求分析;之后将液体火箭发动机测量参数作为方案层,各测量参数对发动机故障的敏感性、参数稳定性和参数相关性等作为准则层,测量参数对实时故障检测的有效性作为目标层,建立了液体火箭发动机参数选择层次结构模型;最后利用模糊层次分析法确定了某型LRE地面试车的实时故障检测参数.通过历史试车数据对参数选择的效果分析表明:所确定的检测参数能够全面表征LRE的运行状态,具有较强的故障表征能力和故障敏感性.从而,为科学合理的选择发动机地面试车实时故障检测参数提供了根据,解决了一直以来依靠定性方法确定发动机检测参数的问题.     

液氧煤油发动机稳态故障仿真分析

根据液氧煤油补燃循环发动机的特点,建立了稳态工作过程故障仿真数学模型,并针对比较典型的几种故障模式,进行了仿真计算与效应分析,最后进行了故障参数特征的初步提取。结果表明,选定的10个缓变热力参数,可对泄漏、堵塞及涡轮泵等典型故障模式进行有效识别和分离。     

基于集合-覆盖模型的液体火箭发动机多故障诊断研究

通过从故障仿真数据中提取常见故障的效应参数症状，建立发动机的集合覆盖多故障诊断模型。根据当前发动机已有测量参数的症状与假设故障的相应参数效应症状的对比结果，对各假设故障赋以相应的奖征值，然后综合诸参数的奖惩值得到相应假设故障集的合理笥指标值值，基于该指标值利用遗传算法进行启发式的假设故障产生与测试。最后，基于所提取的效应参数症状进行了仿真故障数据样本的多故障诊断分析，并与经参数优选后的多故障诊断结     

液氢液氧火箭发动机非线性静态特性仿真与分析

在考虑泵后推进剂温度和密度变化的情况下,建立低温液体火箭发动机非线性稳态工作的数学模型,以设计点参数为初始值采用离散牛顿法对大范围参数扰动下氢氧发动机的静态特性进行仿真,并对包括真空推力和真空比冲在内的重要参数的变化情况做相应的分析;在引入故障影响因素的情况下,针对液体火箭发动机中常见的典型故障模式进行稳态故障效应仿真和分析,为该发动机的故障检测与诊断工作奠定了基础。     

基于ZAM分布的伪码调相与正弦调频复合引信信号特征参数提取技术

伪码调相与正弦调频引信信号特征参数提取是对该引信进行有效欺骗性干扰的前提。 为提取特征参数,提出了基于ZAM分布的信号特征参数提取方法。首先对侦察的复合引信信 号进行ZAM变换,将ZAM分布图进行投影获得负尖峰位值,通过搜索最小时间间隔提取伪码特 征参数,利用峰值跟踪曲线提取正弦调频信号的特征参数。仿真分析表明,该方法能有效提 取复合引信信号的所有特征参数。     

液体火箭发动机的健康管理系统

目前监控航天飞机发动机(SSME)的是参数警报系统,但其不能检测早期故障,为此美国联合技术中心着手研制液体火箭发动机健康管理系统(HMS).介绍SSME的故障模式、排序及其准则.故障检测方法包括模式识别法、隔离法和人工智能法;其算法包括时间序列、线性/非线性回归和聚类等算法.给出单级和多级故障检测系统的方块图,以及HMS的功能结构图.研究表明,HMS是可行的.     

液体火箭发动机工作过程数值仿真

建立了液体火箭发动机工作过程数学模型并进行了数值仿真计算。以开式循环发动机为原型样机,建立了工作过程数学模型,开发了数值仿真软件。通过与试车实际数据对比分析,仿真结果与实际试车数据基本吻合。还仿真了发动机起动过程中可能出现的故障模式,给出了明确结论。     

基于小波分析的发动机转动惯量测量信号特征提取

在采用单摆法进行某型号发动机整机转动惯量测量中,发现测量信号含有许多其他信号成分,这给准确提取发动机转动惯量相关参数带来一定的干扰.利用小波多分辨分析特性对测量信号进行处理分析,有效地将实际有用信号和干扰信号分开.通过对有用信号的分析,准确提取到了整个振动系统的振动频率、对数衰减及阻尼系数等参数,并分析了系统阻尼对振动频率的影响;通过对干扰信号的特征分析,弄清了干扰源,发现了实验设备存在的工艺缺陷.将小波分析应用于发动机实际工程测试和分析,能准确提取结构动力学参数、提高测量精度及进行故障分析.     

一种液体火箭发动机试车启动过程故障预警方法

针对某液体火箭发动机地面试车启动过程中故障样本数据稀少、故障预测和故障部件定位等问题,提出了一种基于注意力机制的卷积神经网络和长短时记忆网络的故障预警方法。首先,搭建了液体火箭发动机系统仿真模型,采用参数故障注入方法获取启动阶段的正常/故障样本;其次,通过卷积神经网络从输入样本中捕获局部特征,利用长短时记忆网络从特征中提取时序特征,进而预测出监测参数的潜在变化趋势;最后,基于故障诊断模型定位故障部件,实现发动机启动过程的故障预警。实验结果表明,该方法能够有效地对该火箭发动机启动阶段故障进行预警,具有工程应用价值。     

基于主元分析法的液体火箭发动机传感器故障检测与诊断

针对液体火箭发动机的压力、温度、流量等传感器数据,给出了一种基于主元分析法的传感器故障检测与诊断方法。该方法能够在对测量参数相关性分析的基础上,将传感器测量值所组成的测量空间分解为主元和残差两个子空间,通过传感器实际测量数据与正常数据矩阵在残差子空间投影的比较,对传感器的故障进行检测与诊断。以某型LRE传感器组为研究对象,通过故障模拟,给出了该方法对4种典型传感器故障的检测与诊断实例。结果表明主元分析法对LRE传感器具有很好的故障检测和故障诊断能力。     

AR模型在火箭发动机遥测数据中的应用

针对火箭发动机氧离心泵的遥测数据信号非平稳和非线性的特点,提出一种基于AR模型双谱方法分析、处理和提取火箭发动机氧离心泵开始测试、火箭飞行、火箭关机等三个阶段的故障信息,探讨了二次相位耦合与火箭发动机氧离心泵故障的关系。首先对两个频率二次相位耦合信号进行了AR模型双谱仿真,获得二次相位耦合信号的一般规律,然后采用AR模型双谱方法对此氧离心泵测点三个阶段的遥测数据进行二次相位耦合分析。结果表明,采用AR模型双谱方法可用于识别火箭发动机氧离心泵的故障。该氧离心泵发生故障主要是二次相位耦合引起更强烈的非平稳振动造成的,论证了通过二次耦合相位分析火箭发动机离心泵故障的有效性和可行性,可为氧离心泵后续的性能改进提供依据。     

羽流导流综合验证试验技术

为了验证发动机羽流对航天器的综合力、热效应,验证发动机与羽流导流装置的相容性,考核羽流热防护材料性能及防护效果,开展了发动机燃气羽流导流综合验证试验工作。为了完成本次试验,对现有大型高空模拟试验台进行改造,新增试验件结构安装系统、位姿调整系统、温度控制系统,改造真空舱系统、真空抽气系统、测量系统、监控系统及推进剂加注系统等。采用机械真空泵与低温泵组合工作的方式获得试验所需真空环境,利用压电测力仪测量羽流扰动作用力,利用基于六自由度平台模式的位姿调整系统实现相对运动的模拟,试验系统经调试与试验验证满足各项技术要求。通过试验获得了试验验证器所受羽流扰动力数据以及试验验证器表面压力、温度及热流密度等参数分布数据,试验取得成功。     

舰船ISAR图像特征提取方法研究

采用ISAR雷达可获取高分辨率舰船目标图像数据。为达到对海面舰船目标的预警监视,需对ISAR图像进行特征参数提取,获得舰船目标信息。采用线性灰度变换图像增强、迭代图像分割与像素聚类,获得目标感兴趣区域,然后通过对感兴趣区域进行特征参数提取获取目标特征信息。仿真实验验证了算法的有效性。     

某液体火箭发动机故障仿真分析

为分析某液体火箭三子级发动机推迟关机的原因，建立了发动机稳态故障的模型。用添加稳态故障的方法分析了燃气发生器和燃烧室氧化剂管路流阻系数，以及氧化剂温度对发动机参数的影响。仿真结果表明，氧化剂泵后温度升高是导致此三子级发动机故障最可能的原因。     

运载火箭液体发动机故障监控系统中的若干问题

本文从工程观点出发，对开展运载火箭液体发动机故障监控研究所涉及到的失效模式分析、监控参数选取、故障监控方法和硬件可靠性保证措施等方面提出了若干值得注意的问题和考虑策略。     

复合预冷吸气式火箭发动机热力循环分析

采用热力学第一定律分析法分析了复合预冷吸气式火箭发动机(SABRE)的基本热力过程,得出了吸气模式和火箭模式下的理想循环功和热效率表达式,确定了影响发动机理想热力循环性能的特征参数。结果表明:吸气模式下SABRE核心机采用布雷顿循环,压气机的增压比和循环增温比是影响理想热力循环性能的关键参数;火箭模式下SABRE采用火箭发动机循环,喷管降压比和出口排气速度是影响理想热力循环性能的关键参数。氦气仅仅在发动机内通过换热器换热实现能量在各循环子系统之间的输运,而其本身并无变化,不对发动机的理想循环功和热效率产生影响。     

基于决策树方法的液体火箭发动机稳态段故障诊断

以泵压式液体火箭发动机为研究对象,针对故障特征难以提取的问题,提出了在大量试车数据的基础上,应用决策树方法提取故障特征并进行稳态段故障检测与诊断的思路,对某型发动机大量热试车数据进行了实例分析,将得到的故障检测和诊断结果与神经网络等方法所得结果进行了比较。并利用仿真数据对该方法的性能进行了进一步验证。研究结果表明,决策树方法是一种有效、可靠的液体火箭发动机故障检测与诊断的新途径。     

飞行过载对固体火箭发动机不稳定燃烧的影响

针对某固体发动机飞行试验中出现的压强振荡现象,开展压强振荡特性分析、机理分析及声模态数值仿真,提出该非线性不稳定燃烧故障的两种可能的触发模式。通过建立脉冲激励试验方法及火箭橇过载模拟试验方法对故障发动机开展试验研究,并验证了导弹飞行过载是引起发动机不稳定燃烧的最主要原因。     

新一代运载火箭适应发动机停摆故障控制策略研究

我国新一代运载火箭采用了助推发动机与芯级发动机联合摇摆控制模式,但随着参与控制发动机数量的增加也带来了控制系统可靠性降低的风险。本文针对火箭飞行过程中发生的单台发动机停摆故障,从控制力补偿原理进行分析,提出了控制力补偿策略,并进一步对发动机停摆可适应的能力范围进行了研究,最后通过数学仿真得到验证。应用该控制策略可以实现新一代运载火箭发动机的故障吸收,提高系统的可靠性。     

固体冲压发动机自由射流试验空气捕获量测量方法

针对固体冲压发动机在自由射流试验中的空气捕获量测量难题,基于直连和自由射流试验发动机补燃室中流场具有相似性的特点,提出了一种利用发动机喷管作为临界截面来进行自由射流试验进气道空气捕获量标定测量的新方法。开展了相同构型下直连试验和自由射流试验流场仿真分析,仿真结果表明相同构型下直连和自由射流发动机补燃室出口截面流动参数分布具有相似性,且在相同工况下该截面上压强和空气总温基本相同。基于所提出的空气捕获量标定方法,开展了相同来流组分条件下的地面直连试验和自由射流试验,通过地面直连试验得到的系数对自由射流试验的空气捕获量进行了标定,结果表明直连吹风试验获得的流量系数数据较为稳定,最大散差不超过0.5%,获得的自由射流试验进气道空气捕获量与数值仿真结果吻合较好,最大偏差为2.5%。