固体火箭发动机塞式喷管数值模拟和热态试验

为了考察固体火箭发动机塞式喷管的性能,设计了一套单元内喷管数为16、面积比为25的环簇式固体塞式喷管和一对比用钟型喷管,采用数值模拟方法预估了其推力性能.对塞式喷管进行了地面热态试验,测定了其推力性能.结果表明,环簇式塞式喷管地面燃气流动现象和推力性能的数值模拟结果与试验结果吻合.塞式喷管在地面上的推力效率达92.6%,比同面积比和长度的钟型喷管高9.1%,具有明显的高度补偿效应;但高空效率比用钟型喷管效率降低5.8%.      

固体火箭发动机液体喷射熄火模型

在实验研究的基础上,提出固体火箭发动机液体喷射熄火模型。该模型综合考虑了固体推进剂的瞬态燃烧、射流换热、液滴蒸发和发动机内弹道等耦合作用,成功地实现了对液体喷射熄火过程(临界参数和熄火用液量)的理论预示。理论研究发现液体喷射瞬变燃烧存在着临界喷射压降。当喷射压降大于该临界值时,熄火才能实现。随着推进剂能量的升高,临界喷射压降增加。随着喷射压降的增加,熄火用液量和降压速率分别下降和升高,其变化率逐渐减小。熄火用液量不存在最小值,因而在工程设计中,必须合理选择喷液量和喷射压强这两个设计参数。理论预示与实验结果吻合良好。     

基于神经网络的电动加载系统

 针对电动加载系统中多余力矩的干扰 ,提出了基于RBF(径向基函数 )神经网络的新型复合控制策略 ,与传统的BP神经网络相比 ,没有局部最小问题。由于系统非线性和时变性 ,特别在多余力干扰下传统控制方法如PID很难得到满意的控制效果。提出的复合控制方法主要由神经网络PID和前馈补偿器组成 ,通过仿真与试验 ,控制器有效的减少了多余力矩对系统的影响 ,改善了加载系统的动态性能。     

K8飞机液压泵断轴的原因分析及对策

对Ｋ８飞机液压泵断轴这一故障,从飞机系统及液压泵本身进行了分析、计算和试验,证实了这一故障是由于该型液压泵与ＹＨ－１０不相容造成的,并由此提出了解决办法。     

固体火箭发动机试验综合软件系统设计

介绍一种固体火箭发动机试验用综合软件系统。该软件系统除具有标定、数据采集、试验数据分析处理功能外,还具有固体火箭发动机性能预估、参数辨识,以及试验数据库管理功能。该系统能自动快捷地分析处理各类试验数据,有效提高了试验效率。      

固液混合火箭发动机燃烧的边界层计算

针对固液混合火箭发动机典型的边界层燃烧理论，用边界层的方法对固液混合火箭发动机燃烧进行了计算，计算采用二维轴对称的层流边界层方程，化学模型采用有限速率模型。计算考虑了不同氧化剂流率，不同吹入参数的多种情况，得到了固体混合发动机边界层的温度场分布，并利用计算结果，拟合了固体燃料的燃速公式，与相关文献的比较说明计算正确，结果符合燃烧机理和流动规律，为进一步研究固液混合火箭发动机的燃烧问题打下了基础。     

EPDM的烧蚀模型

作为固体火箭发动机燃烧室壁面绝热层的ＥＰＤＭ是一种炭化型热防护材料,受热时形成炭化层和热解层,在燃气和粒子冲蚀下不断减薄并带走热量,有效地保护燃烧室壁。采用气动热化学烧蚀机理,扩散和化学动力学双控制机制,并计入气流与粒子的侵蚀,建立了ＥＰＤＭ的烧蚀模型;同时将烧蚀与移动边界下的传热相耦合进行烧蚀率预示。根据模型预示的烧蚀率与试验结果吻合很好。     

固体火箭发动机多弧形孔装药设计研究

为弥补现有单室双推力固体火箭发动机装药结构的不足,提出一种由一个中心圆孔和多个弧形内孔组成的新型单室双推力多弧形孔装药结构。该结构包含7个可控结构参数。导出了药柱燃烧周长及通气面积随燃烧肉厚变化规律的计算公式;利用火箭发动机设计结构,分析了不同参数下多弧形孔装药结构的内弹道特性;在相同技术要求下,对比了多弧形孔装药和双药型装药结构的内弹道特性参数。设计及计算结果表明,新型多孔装药结构易实现单室双推力的要求,在文中所取算例下,采用多弧形孔装药的导弹相比采用星孔-单孔管型药柱装药的导弹加速时间缩短75%,导弹最高速度提高17%,且导弹速度和推力都更加稳定。多弧形孔装药结构为单室双推力火箭发动机设计提供了一种新的技术途径。     

一种空间有源太阳翼铰链机构设计与研究

针对某空间微纳卫星太阳翼铰链机构的任务需求,设计了一种采用空间步进电机、无刷旋变、减速机构、微动开关、可重复部署展收和锁定的适应空间应用环境的轻质小型化、高可靠太阳翼铰链机构,开展了整机模态参数分析,并完成了工程样机试验验证。试验结果表明,该机构具有较高的定位精度、较大的负载能力和较好的环境适应性,可为后续空间有源微纳卫星太阳翼铰链机构研制提供参考。     

典型喉衬材料抗过载烧蚀性能的实验研究

为了掌握固体火箭发动机典型喷管喉衬材料的抗过载烧蚀性能,通过地面旋转模拟过载实验系统,开展了20g和30g高横向过载下的三种喉衬材料抗过载烧蚀性能研究。结果表明,在高横向过载下喷管喉衬会出现偏烧蚀现象,即过载区域喉部烧蚀厚度远大于非过载区域;与非过载区域相比,过载区域喉部烧蚀率显著增大,且过载区域喉部烧蚀率随着横向过载的增加而显著增大,20g横向过载下,高强石墨材料的喉部烧蚀率增大到12.43倍,30g横向过载下,高强石墨材料的喉部烧蚀率增大到20.53倍;在高横向过载下,轴编C/C抗过载烧蚀性能最好,无纬布针刺C/C次之,高强石墨最弱。在高过载和非过载下,喉衬材料的烧蚀性能优劣将发生根本变化,在过载下固体发动机喷管设计过程中应该予以重视。