共查询到20条相似文献,搜索用时 15 毫秒
1.
2.
针对火箭增压系统设计过程中关键换热参数难以确定的问题,提出1种基于混沌自适应粒子群算法(ACPSO)的增压系统换热参数辨识方法。建立了考虑换热模型的液体火箭增压系统非线性数学模型,通过灵敏度分析筛选出待识别参数,采用含有早熟抑制和惯性权重自适应调节策略的粒子群方法对选定参量进行辨识,对引入了权重衰减机制的均方根目标函数进行优化。结果表明:辨识后的仿真曲线与实测曲线具有良好的一致性,氧箱增压电磁阀打开时间仿真值与实测值偏差低于3%,气瓶1次飞行结束温度仿真值与实测值仅相差2.4 K。将辨识结果应用于某相似的新研型号,气瓶设计容积和质量相比绝热假设的设计方案降低了32 L和11.6 kg,有效减少了由设计过度冗余造成的额外试验和设计迭代成本。 相似文献
3.
4.
通过地面试验取得的数据所建立的液体火箭发动机参数计算和误差确定的经验公式,在导弹飞行试验中,对发动机参数计算起重要作用。本文就发动机主要参数及误差的经验公式进行推导和确定。 相似文献
5.
6.
7.
介绍了一种采用PC/AT总线微机的液体火箭发动机热试车数据自动采集系统,该系统能同时完成模拟和冲两类信号的自动采集,采集软件由汇编语言编写,定时采集由计算机内部时钟中断实现,软件设计考虑了不同信号对采样时间的特殊要求。 相似文献
8.
为建立一种支持连续域、离散域混合变量的优化算法以用于固体火箭发动机总体参数优化,改进了基本蚁群算法,融入"网格划分"、"哑元化"和"变尺度局部搜索"三种策略,以改进算法的寻优性能和使用范围,其中局部搜索算法仍采用蚁群算法。使用了几个较具欺骗性的经典测试函数对改进蚁群算法进行了测试,计算结果表明改进蚁群算法找到全局最优值的概率较大。应用改进蚁群算法对固体火箭发动机总体设计中的两个重要总体参数——燃烧室工作压强和喷管面积比,进行了优化求解,获得了满意结果。诸算例的优化结果表明,该改进蚁群算法具有支持混合变量,全局寻优性能稳定和搜索精度高的优点,对工程优化设计问题具有较好的寻优性能和更强的适用性。 相似文献
9.
根据采集的民用航空发动机热端组件系统检修信息和专家对系统退化状态的判别,在系统状态退化过程为离散半马尔可夫链过程的假设前提下,分别建立了基于专家估计数据、基于检查数据以及基于融合数据的各宏观退化状态驻留时间估计模型,并应用最大似然函数法和MCMC(Markov chain Monte Carlo)法对模型参数进行估计,得到基于不同数据源的各宏观退化状态下驻留时间估计值和状态转移系数,并以一定使用周期内的检修费用最优为目标建立状态转移概率模型,仿真得到3个典型宏观退化状态下的最优检查间隔分别为1750、350、70循环。该仿真结果与目前的民航运行生产工程实际情况非常接近,可以为民航运输企业的检修决策提供客户化的决策支持并提高经济效益。 相似文献
10.
针对液体火箭发动机中与阀门相关和与燃烧组件相关的两类重要振荡,阐述了发动机系统振荡现象、振荡模式以及稳定性的研究进展。结果表明,与阀门相关的振荡主要表现为阀门自身和与管路系统耦合的两种不稳定振荡模式;重点是振荡敏感参数分析,难点在于自激振荡临界稳定参数的获取和振荡频率的辨识。与燃烧组件相关的振荡表现为与供应系统耦合的燃烧不稳定、与喷注过程耦合的燃烧不稳定以及燃烧过程自身不稳定三种模式;流量型稳定性机理研究较成熟,内在稳定性机理准确建模相对匮乏;对时滞模型的进一步探究和对燃烧过程数学模型的深入完善是今后系统级燃烧不稳定振荡研究的重难点。 相似文献
11.
针对液体火箭发动机测量参数选择这一难题,提出一种基于模型的、提高故障分辨能力和系统可靠性的液体火箭发动机测点选取方法。基于发动机系统非线性静态特性数学模型,建立常见发动机故障下的故障特征库,并采用飞行数据验证其准确性;分别基于凝聚层次聚类算法、蒙特卡洛方法和失效模式影响分析(FMEA)构建了发动机测量特征子集的故障分辨种类数、鲁棒性和系统可靠性3种评价指标,并基于改进的多目标二进制粒子群算法(MOBPSO)开展优化设计。优化后的测点排布,可分辨故障从9种提高到13种,鲁棒性与原排布相当,风险指数略有上升;进一步探究了副系统混合比在故障分辨中的重要作用并分析其机理。本文提出的方法对其他复杂、闭环动力系统测量特征的选择具有较好的应用价值。 相似文献
12.
基于目前RBCC组合发动机开展了火箭出口位置结构热防护的研究,该发动机结构形式为火箭从冲压发动机燃烧室侧壁嵌入,火箭出口紧贴冲压发动机燃烧室壁面。火箭出口超高温、高热流、冲刷大的特点,导致该位置热环境非常严酷,为了探索火箭出口位置热防护结构,开展了三种结构热防护方案的试验研究。研究结果表明,石英/酚醛内壳和高温合金外壳复合结构热防护方案能够满足30s量级的地面试验,能够满足火箭出口恶劣环境的热防护要求。研究结果还表明,热防护材料至关重要,高温合金材料不适合应用于火箭出口热防护;高硅氧/酚醛材料虽然基本能满足试验的热防护需求,但其抗烧蚀性能略低,尤其当材料完全炭化后产生的强度降低、收缩、分层、热导系数增加等问题,在更长时间试验中会导致热防护失效,针对这些问题,本文提出了进一步研究建议。 相似文献
13.
14.
15.
16.
基于AHP的液体火箭发动机地面试验监测参数的选取方法研究 总被引:3,自引:0,他引:3
确定监测参数是液体火箭发动机地面试验监控系统的一个重要而基础的问题。从某液体火箭发动机地面试验稳态参数的统计特性和常见故障出发,通过分析地面试验测量参数的故障敏感性、故障关联性、测点传感器的可用性和参数相关性(或传感器冗余),建立具有方案层、准则层和目标层的层次模型,运用层次分析法(AHP)对发动机地面试验的测量参数进行评价、比较和优化,确定了用于监测液体火箭发动机地面试验的监测参数。经过发动机的地面故障试验数据和故障仿真数据的检验,所确定的监测参数集较好地反映了发动机状态的变化,说明所选用的方法合理、可行,解决了长期以来,依靠领域专家定性确定监测参数的问题。 相似文献
17.
18.
19.