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喷管全轴摆动时牵连运动和摆角不对称分析计算 总被引:1,自引:0,他引:1
研究并用实例计算了全轴摆动喷管在非理想状态下摆动时作动器牵连影响和正负摆角不对称性对摆角控制的影响。为满足总体对喷管的要求,在喷管设计和两路作动器安排时,必须考虑这些影响,把它们限制在一定的范围内。 相似文献
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柔性喷管全轴摆动动态特性分析与计算 总被引:2,自引:0,他引:2
本文是在模拟发动机燃烧室压力条件下,进行柔性喷管全轴摆动的动态分析与计算。主要内容:测量数据的分析计算;喷管的瞬时摆动中心的分析计算;摆动力矩计算。此外还计算了下列参数:喷管的摆动角及其角速度、摆动方位角、作动筒的长度、推力偏心、不同容压下喷管的轴向和径向位移等。 这一计算方法,在妥善解决了传感器的安装问题之后,对于热试车仍然是适用的;也适用于柔性喷管摆动静态条件下的测量与计算。 相似文献
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珠承全轴摆动喷管的设计和分析 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了固体火箭发动机推力向量控制珠承全轴摆动喷管的结构方案和结构分析,论述了珠承接头的设计计算方法,评述了珠承全轴摆动喷管的优缺点和在固体火箭发动机上的应用前景. 相似文献
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主要介绍QC小组在固体火箭发动机地面试验喷管摆角测试方法研究活动中,按照PDCA循环的基本方法,采用创新的技术及合理的软硬件设计,建立了发动机地面试验喷管摆角测试新方法,解决了传动机构间隙对摆角测试精度的影响,提高了发动机地面试验喷管摆角测试精度。 相似文献
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大型固体火箭发动机研制的关键技术 总被引:8,自引:0,他引:8
介绍了大型固体发动机推进技术的现状和发展趋势。研讨了发动机设计总体布局与各部件匹配及协调、优化设计、推进剂性能、装药燃烧室的界面脱粘、喷管热结构设计与材料、全轴摆动柔性接头喷管和鉴定阶段发动机性能逆运算等技术问题,并总结了多年的研制经验。 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
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美国固体火箭球窝摆动喷管的发展述评 总被引:3,自引:0,他引:3
前言球窝摆动喷管是美国最早研制的固体火箭推力方向控制技术之一,直到现在仍为民兵导弹服役发动机使用。这说明球窝摆动喷管是一种成功的固体火箭推力方向控制技术,有许多结构上的优点和良好的控制性能。七十年代后期发展的热球窝摆动喷管技术,更进一步表明 相似文献
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喷管形状结构对固体推进剂火箭发动机效率和性能会产生影响,这篇文章对这种影响提供了理论分析判断方法。这个理论方法利用比冲(Isp)确定发生在发动机中的流动和热损失。在分析中考虑了由于扩散、摩擦、热、粒子滞后,烧蚀和化学不平衡引起的损失。本文用抛物线、园弧和特征流线方法(MOC)构成喷管形状,对发动机性能进行比较。这些形状的差别是用最佳初始膨胀角和最佳折回角(初始角与出口角之差)来表示,在喷管形状参数(长度和直径)同定的情况下,研究了典型的低空和高空的发动机。这些计算的结果对喷管形状设计给出了有益的理解。研究指出: 第一:最佳初始膨胀角和最佳折回角随型面类型而变化。第二:对于抛物线型、园弧型和特征流线型的喷管,固定形状参数可以得到的最大比冲基本上是相同的。第三:如果喷管不是最佳形状,就出现明显的性能损失。第四:这个理论比冲预测方法能有效地运用到固体推进剂火箭发动机喷管形状设计中去。 相似文献
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韩珊珊冯晓强李宏君全景阁柳长安 《火箭推进》2023,(3):105-114
底阻在弹类飞行器阻力中占比较大,准确预示底阻对于弹类飞行器飞行性能评估至关重要,而发动机尾部喷流对底阻影响明显。采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的流场仿真方法研究了飞行器底部发动机喷流和外流干扰流场特性,主要分析了喷流对飞行器阻力的影响。飞行器安装了两台推力可调的液体火箭发动机,发动机在不同飞行工况下采用不同推力工作。分别研究了亚音速、跨音速和超音速典型飞行工况下弹体底部无喷流状态、单喷管喷流状态和双喷管喷流状态时,飞行器阻力变化情况。结果表明:不同马赫数下,发动机喷流对底部阻力影响情况基本一致,与无喷流情况相比,当发动机工作时,无论单喷管喷流还是双喷管喷流状态,底部发动机喷流引射效应明显,弹体阻力系数明显增加。 相似文献
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采用数值方法求解超音速分离线(SSSL)喷管内流场,研究了不同摆角对喷管流场分布的影响,对比分析超音速分离线与亚音速分离线喷管的轴向推力、径向推力及偏转放大因子随喷管摆角的变化规律,为超音速分离线喷管的设计研究提供理论参考。计算结果表明,摆动对超音速分离线喷管内流场影响显著,随着摆角的增大,内流场的非对称性和激波强度均增加;在相同摆管的轴向力分力略有减小,而径向分力则呈现增大的趋势;超音速分离线喷管与亚音速分离线喷管的径向分力比值,即偏转放大因子则随喷管摆角呈先增大、后减小的变化规律,本算例中的最佳放大因子1.36,对应的喷管摆角为2.5°;另外,随着摆角增大,超音速分离线喷管内流场Al2O3粒子分布的非对称特性也逐渐加强,活动体小端局部范围粒子浓度显著增大。 相似文献
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火箭发动机喷管是控制火箭飞行姿态的主要部件,因此地面测试中的喷管极性测试是一个重要步骤。当前的发动机喷管极性测试依靠人工观测进行判断,对于摆动快、摆角小的一些动作难以清晰辨别。基于工业摄像头系统,利用计算机视觉技术对每一级喷管的运动极性进行实时地自动化识别。在算法设计中,利用基于YOLOv3-tiny的目标识别技术与基于Farneback光流法的运动检测技术,有效地判断出每一个喷管的运动轨迹与极性。同时为了方便地面测试人员使用,将算法、摄像头控制等集成于软件平台,形成软硬件相互协同的一体化系统,做到极性测试自动化、可记录、可追溯。经测试,提出的方法极性识别准确率达到100%,8路摄像头同时工作的视频流识别效率达到20帧/s以上。表明该系统能够提高极性测试效率,保证测试可靠性,为火箭型号测试无人值守提供了解决方案。 相似文献
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本文对某大型固体发动机复合结构摆动喷管支耳环进行了分析,并在原有基础上进行改型设计,用半解析有限元法计算了位移及应力场,通过比较,提出了一种新的支耳环结构形式。 相似文献
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