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根据某膨胀循环液体火箭发动机推力调节阀的结构及工作原理,通过理论分析建立了推力调节阀的数学模型,并利用AMEsim软件构建了推力调节阀的仿真计算模型,对其进行了仿真计算.计算了发动机额定工况、高工况和低工况参数下推力调节阀内部各压力及流量参数,并对推力室室压、调节阀出口压力和氢主文氏管入口压力变化引起的调节阀主阀流量变化趋势进行了计算分析,得到了调节阀内部各压力参数及流量的变化规律. 相似文献
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为获取推进剂压强指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响,用小偏差方法建立喉栓式变推力固体火箭发动机控制模型。讨论了几何法、CFD仿真(气动)法和冷流试验法建立喉栓组件控制模型的适用性,根据结果选用气动喉部进行计算,给出了喉栓发动机推力模型。研究了采用正、负压力指数推进剂的喉栓发动机推力调节特性,发现正压力指数推进剂会导致推力负调出现,负压力指数推进剂可避免推力负调产生。通过单喉栓推力调节试验验证了模型的正确性。仿真表明:推进剂正压力指数越大,压强波动就越大,推力变化越大,响应时间越长;推进剂负压力指数的绝对值越大,压强波动越小,推力变化越大,响应时间越短。分析结果对相关控制策略研究有一定的参考价值。 相似文献
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介绍了流体二次喷射推力矢量原理,对该领域主要的涡流阀、激波诱导和喉部喷射三种技术的研究进展进行了归纳分析。其中,涡流阀和激波诱导技术均进行了原理性点火试车,获得了较好的控制效果,奠定了工程应用基础;喉部喷射技术也完成了冷流试验,获得了推力控制调节的特性和基本规律,具有较高的研究价值。然而,各种流体二次喷射推力矢量控制技术离工程实际应用还存在一定差距。最后,对固体火箭发动机的流体二次喷射推力矢量控制技术研究需重点关注的问题提出了建议,以期为后续研究工作提供一定的借鉴和参考。 相似文献
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补燃循环发动机推力调节过程建模与仿真研究 总被引:1,自引:0,他引:1
以补燃循环液氧煤油发动机为研究对象,对其推力调节特性进行了研究.建立了描述补燃循环发动机瞬变过程的数学模型,提出了求解供应系统管路内液体瞬变流控制方程的Chebyshev伪谱方法,应用该模型对补燃循环液氧煤油发动机的推力调节特性进行了仿真计算,并将计算结果与试验数据进行了对比分析,验证了模型和算法的合理性.研究结果表明:对于所研究的补燃循环发动机系统而言,通过调节发生器中较少组元的流量,改变涡轮泵的功率,可很好地实现调节推力的目的,且该推力调节系统具有良好的动态调节品质和很强的抗干扰性. 相似文献
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《固体火箭技术》2020,(4)
为了解决采用偏置斜切喷管固体火箭发动机推力计算的难题,采用微元分割的方法,建立了适用于此类发动机的推力计算方法,可对发动机的推力及推力偏斜角进行计算。结果表明,针对实验发动机,该计算方法的压强和推力计算精度在±5%以内,可作为此类发动机推力预示的依据。揭示了此类发动机推力偏斜角产生的原因,由于喷管斜切部分对发动机的轴向推力和径向推力产生了不同影响,引起发动机的推力偏离喷管扩张段轴线方向,形成了推力偏斜角。针对此类发动机,喷管斜切部分产生的发动机轴向推力可能是负推力,在此类发动机设计过程中,应该科学地选择喷管偏置角和喷管斜切角,从而降低由于喷管偏置斜切而带来的发动机损失。 相似文献