翼柱形模拟发动机点火燃气填充过程研究

含翼槽发动机点火燃气填充过程对固体火箭发动机整个点火升压过程有着潜在影响.通过试验,测定在不同点火药量、不同堵片打开方式下,点火燃气填充过程中头部和尾部翼槽内的压强变化情况以及两翼槽内的压强响应时间间隔,并建立了模拟发动机的点火燃气填充过程计算模型,计算结果与实测数据吻合较好.结果发现,堵片的状况影响两翼槽内的压强变化情况,同时两翼槽内的压强响应时间间隔与燃烧室内主流燃气速度有关.     

固体火箭发动机环缝式气动喉部研究

对固体火箭发动机气体二次流控制的环缝式气动喉部方案进行了数值模拟.研究了二次流不同喷射位置、角度、流率及喷嘴几何参数对气动喉部调节性能的影响规律.计算得到了气动喉部的流场特征,即气动喉部的声速线起点在二次流喷口的下游,并得到了气动喉部特征存在的喷注范围.结果还表明使二次流的喷入位置越靠近喉部、增大二次流流量或减小喷射角度都能明显增加气动喉部调节性能.      

固液发动机实验燃烧器的气固耦合传热计算

针对固液火箭发动机中复杂的燃烧、传热过程,在FLUENT软件的平台上,采用气固耦合传热计算的方法模拟了二维扩散燃烧实验器中的温度、组分分布,并利用动网格方法模拟了固体燃面的不规则热解退移。稳态流场计算的结果和燃面动态退移情况都验证了扩散火焰距燃面的距离和燃面上方主流流速是影响退移速率的主要因素。此方法可以较好地模拟固液火箭发动机中复杂的非定常传热和燃面退移过程,较准确地预示固液发动机的内弹道性能。     

不同飞行状态下固体火箭发动机尾喷焰数值研究

为了研究飞行状态对固体火箭发动机尾喷焰的影响,建立了含化学反应项和组分输运项的N-S(Navier-Stokes)控制方程,并采用MUSCL(monotonic upstream-centered scheme for conversation laws) Roe格式的有限体积法进行求解.在此基础上,结合热力计算结果对某固体火箭发动机在不同飞行状态下的化学反应流和单一组分流进行仿真计算.结果表明:初始倾角和第一马赫波节长度随飞行高度的增加而增大,随来流马赫数的升高而减小.同单一组分流相比,化学反应流对第一马赫波节的影响较初始倾角显著.射流轴线温度因飞行状态的不同有较大涨落差异.初始倾角、第一马赫波节由来流总压决定,射流轴线温度由激波结构、复燃效应、来流条件等因素共同决定.      

Internal ballistic simulation of multi-burning-rate solid rocket motor based on parameterized feature CAD model

Internal ballistic simulation (IBS) method of multi-burning-rate solid rocket motor (SRM) was developed based on 3-D burning regression method by parameterized feature CAD model (PFCADM) and lumped parameter, in consideration of time-dependent, erosive-burning-effect from internal ballistic numerical algorithm. By driving multi-parameter CAD model based on PFCADM, the approach is capable of conducting the geometric regression simulation of various grain combinations of complex configurations with different burning rates. Through suitably simplifying the internal ballistic numerical algorithm, the problems of coupling geometric regression simulation of sub-grains of different burning rates and high computational consumption of internal ballistic calculation were solved. One tri-burning-rate grain motor, which had been firing-tested, was used as the validation case of simulation. The results show that, with the 3-D grain regression model and sufficient accurate internal ballistic algorithm, the method realizes IBS of the case in low computational-consumption prediction of its performance within the accuracy of 2% during 1h clock-time. The application of the method provides a practical approach to aid SRM design of multi-burning-rate grain.      

基于母线电流的无刷直流电机换相位置优化策略

通过分析无刷直流（BLDC）电机换相位置与母线电流的关系,建立了母线电流与换相位置偏差的数学关系,在此基础上提出了一种无位置传感器无刷直流电机换相位置优化策略。该策略以控制绕组电流与反电动势（BEMF）同相位为目标,以换相位置补偿角为被控制量,以母线电流随换相角度的变化率作为偏差量,通过比例积分（PI）调节器调节电机换相位置;并且可以同时校正位置信号检测误差和绕组电感引起的相位偏差。通过实验验证了该策略可以准确、快速地找到最佳换相位置,有效提高电机运行效率。      

超径向可视化技术及其在火箭设计中的应用

针对传统可视化技术处理高维多目标设计优化问题的不足,对超径向可视化技术开展了研究.该技术将超空间Pareto前沿无损地显示于二维空间,有助于设计人员直观了解复杂的Pareto解集空间、并快速获得较好的权衡设计.此外,在超径向可视化过程中,通过采用权重因子和基于偏好区间的颜色标记原则引入设计偏好,可以辅助设计者选择出更加符合特定偏好的设计方案.将超径向可视化技术应用于近地空间火箭的多目标设计优化,验证了该技术处理高维多目标设计优化问题的可行性和高效性.      

高速永磁电动机气体轴承-转子系统振动特性

结合45kW高速永磁同步电动机试验装置及系统,研究了轴承供气压力和升速率对轴系稳定性的影响.针对升速过程中的分岔图、频谱图以及轴心轨迹等特征进行分析,发现高速永磁电动机中存在低频振动的特性.试验结果表明:通过调整轴承供气压力,转子升速的分岔点由18400r/min推迟到38900r/min,并消除了38900r/min以下的半速涡动;改变升速率(升速率由825(r/min)/s变为660(r/min)/s),转子通过临界时工频幅值从95μm降低到75μm.      

循环预冷试验中测量系统干扰问题分析与措施

针对某型号发动机循环预冷试验中的电机干扰问题,通过研究试验测量系统信号线连接模式,测量系统及电机系统供电模式,确定了相邻导线耦合/公共地线耦合及公用电源线耦合3种可能的耦合途径.结合对试验系统的分析,逐一研究了3种干扰耦合途径的耦合原理,并进行了实验验证,确定了循环电机干扰的耦合机理;通过研究干扰抑制方法,结合本试验系统,制定了适合本系统干扰模式的干扰抑制方法,切断了干扰耦合途径,彻底解决了干扰问题.     

数传跟踪天线驱动控制建模与仿真

星载高增益数传跟踪天线一般采用步进电动机和谐波减速器作为驱动源,要求其跟踪执行精度小于0灡1°(3σ)。文章以数传跟踪天线机构为研究对象,综合考虑了步进电动机矢量转矩模型、谐波齿轮的非线性动力学模型以及驱动电路动态模型。建立了非线性数字仿真模型,通过仿真计算,得到跟踪机构的单步响应、跟踪精度、输出转矩等运动特性,比较仿真结果和试验结果,对所建模型进行验证。比较结果表明,建立的天线机构驱动模型准确可靠,执行精度小于0.017°(3σ),满足天线指向精度要求。