固体火箭发动机气动喉部的推力调控特性

为了研究固体火箭发动机气动喉部推力调节的一般规律,利用氮气作为介质对气动喉部喷管进行了冷流实验研究。研究了该种喷管的扼流性能,二次流嘴的面积、个数对其扼流性能的影响以及空腔容积与喷管压强调节时间的关系。掌握了气动喉部喷管的有效喉部面积随流量比变化的一般规律。结果表明,二次流与主流流量比越大,气动喉部面积越小。小的面积比具有更高的扼流性能,而当流量比大于0.4时,面积比对扼流性能无明显影响。空腔体积越小压强调节时间越短。     

多参仪器模糊自调谐离散滑模控制方法

针对多参数仪器的非线性高精度大动态控制问题, 提出对电机力矩脉动、 摩擦扰动及其他未建模干扰等非线性因素,用两个独立的模糊自调谐回路进行自适应抑 制衰减的方案,并进行了理论分析和建模仿真,表明该方案在宽速率范围内以及高动态 仿真情况下,幅值误差小于5%,相位误差小于5°,并可在大动态宽速率范围内进行自 适应调整,因此可改善多参数仪器在非线性复杂扰动情况下的工作性能。     

通用飞行器地面电磁弹射工程系统研究

通用飞行器地面电磁弹射可以提高飞行器起飞离地速度,增加飞行器有效载荷,节省起飞阶段能量消耗,延长飞行器飞行距离,降低飞行器动力装置起飞最大推力要求,缩短起飞距离。将"地下直线电机牵引地面交通车辆方法"作为飞行器地面电磁弹射牵引方法,将"真空磁悬浮转动支撑结构无轴动能环储能高功率脉冲电源"作为电磁弹射的高功率脉冲电源,通过工程整体设计,为电磁弹射提供安全稳定的能量供给和多备份、高冗余度、高可靠性的高功率储能脉冲电源,实现安全、连续、可靠的通用飞行器地面直线电机电磁弹射工程系统。     

考虑电涡流效应的射流管伺服阀建模及频率特性

针对射流管伺服阀在电-磁-力-位移转换过程中的响应滞后问题,建立了考虑电涡流效应的力矩电动机数学模型,获取了力矩电动机的频率特性。以某型射流管伺服阀为例,建立了考虑电涡流效应的射流管伺服阀数学模型,得到了主要性能参数对伺服阀频率特性的影响规律。结果表明:气隙长度、气隙磁导率的增加以及气隙有效面积的减小会导致伺服阀响应变慢,控制线圈匝数不影响伺服阀的频率特性,导磁材料电导率的减小能提高伺服阀的响应速度。对伺服阀进行试验研究,理论值和试验值之间的差值约为5%,验证了所建模型的正确性和有效性。     

Transient flow characteristics and performance of a solid rocket motor with a pintle valve

The pintle valve is currently the most promising technology among all thrust control methods for solid rocket motors. Pintle structure and working condition play a critical role in the successful operation of a pintle motor. Here, 2D transient simulations of a pintle motor using dynamic meshing are performed. Reynolds-averaged Navier–Stokes equations are solved with the implementation of an RNG k–ε turbulence model. In cold flow test, emphasis is placed on the effect of pintle structure, and in hot flow test, emphasis is placed on the effect of propellant pressure exponent. Validation is performed first by comparing the present results with available cold-test experimental data. This shows that the transient simulations can provide good predictions for pintle motors with a relative error of less than 2% in terms of the chamber pressure. It can be found that, when the gas supply system is different, the working principles and conditions of pintle motors are different. The feedback process in propellant combustion has a significant impact on its operation and the effect on the pintle motor performance of different pintle structures is achieved by different variations in the equivalent throat area. Finally, the pressure exponent is an important parameter in hot flow test and changes of thrust in hot flow test are not monotonic, because changes in the flow field and motor performance are asynchronous.     

立式贮存固体火箭发动机装药可靠性及影响因素研究

为了研究立式贮存对发动机药柱贮存可靠性的影响,开展基于全寿命周期载荷的固体火箭发动机药柱可靠性研究。在通过高温加速老化试验获取贮存温度下推进剂延伸率随贮存时间的变化规律基础上,开展考虑老化、温差、重力和弹射过载与内压联合载荷下的发动机随机有限元分析,获取药柱危险点应变均值和标准差变化规律,并计算不同工况下药柱可靠度,得到老化时间和静态立式贮存次数对贮存可靠性的影响;进而开展发动机实测振动载荷数值模拟和动态疲劳损伤计算,得到动态立贮次数与药柱可靠性的关系,最后进行灵敏度分析,获取影响因素重要度。结果表明:药柱点火可靠度与立贮次数之间可用负指数函数进行表示,以0.9为可靠性下限,老化0,5,10和15年后发动机可允许的动态立贮次数分别为19,11,2和0次。     

加油吊舱地面驱动装置的设计与实现

对某型加油吊舱地面模拟试验所需的地面驱动装置进行了系统方案设计,并对关键部件进行了选型,通过计算机仿真和地面测试验证了设计方案的可行性。结果表明,马达在液压源的驱动下,通过控制系统可实现不同转速状态之间的切换,转速控制精度和切换时间满足加油吊舱技术要求,该装置可以代替冲压空气涡轮驱动加油吊舱进行地面加油试验。     

五相混合式步进电动机电流反馈型升频升压驱动方式的研究

分析了五相混合式步进电动机电流反馈型升频升压驱动系统的工作原理。从理论上和实验上,对五相混合式步进电动机电流反馈型升频升压驱动系统的绕组环形连接４－５相通电、星形连接４－５相通电和星形连接２－３相通电３种运行方式进行了详细的分析比较。     

固体火箭发动机点火系统一体化设计及仿真

基于ACIS几何造型平台结合HOOPS图形显示,开展了固体火箭发动机点火器一体化设计及性能仿真的研究.实现了快速预估点火器的主要结构尺寸、预示点火器的性能及三维模型的实时显示和交互.提出了一种计算点火器质量流量和压强时间关系的模型,通过比较证明了模型的有效性.采用流场数值模拟软件对点火过程进行分析,得到的结果和理论计算结果吻合较好.     

变推力固体火箭发动机喉栓烧蚀试验研究

针对三维C/C和钨渗铜两种不同材质,开展了发动机喉栓的静态烧蚀及动态烧蚀研究,揭示了静态和互变条件下喉栓发动机的烧蚀规律.试验结果表明,高压静态条件与互变过程相比,喉栓烧蚀率有明显差别,高压静态比互变过程烧蚀更严重,互变过程引起的热环境变化没有造成烧蚀异常增大.因此,在工程中可采用高压静态烧蚀试验来考核喉栓材料,简化试验系统;在文中试验条件下,钨渗铜喉栓最大径向烧蚀率为0.085 mm/s,三维编织C/C材料最大径向烧蚀率为0.545 mm/s,钨渗铜比C/C材料更适用于喉栓;发动机非轴对称结构、粒子冲刷和沉积现象对烧蚀影响较大,采用同轴结构可改善流动的对称性,有利于进一步研究其他因素对烧蚀的影响.