比例式变推力固体姿控发动机非稳态特性研究

为了研究比例式变推力固体姿控发动机的内流场非稳态特性,建立了比例针栓推力器的二维轴对称计算模型,基于动网格技术模拟入口压强随喉部面积变化而变化的推力器工作模式,得到了内流场各性能参数的变化规律。结果表明:在非稳态工作过程中,内流场会出现典型的亚音速回流区、斜激波和流动分离等特征,入口压强、针栓壁面及喷管壁面压强均随针栓靠近喉部而增大,推力器推力逐渐上升,实现了推力连续调节。开关频率会加剧针栓前进过程中头部压强波动。针栓头部收敛角越大,其头部回流区越小。当喉部面积一定时,燃速压强指数越高,发动机压强与推力变化范围越大,为实现预设的推力调节范围,需要选择合适的燃速压强指数。

微型固体姿控发动机微喷管内气粒两相流动规律的CFD-DSMC研究

微型固体姿控发动机在航天领域具有广泛的应用前景。以基于MEMS技术的微喷管为研究对象,首先通过计算微喷管中的克努森数,得到了微喷管中的气相流动状态;然后,采用CFD-DSMC方法,模拟了微喷管中的气粒两相流动,并研究了颗粒相质量分数和粒径对气相流动的影响。结果表明,在所研究的来流条件下,微喷管中的连续介质假设是成立的;气相与颗粒相间的动量和能量交换,导致气相马赫数降低、温度升高,同时也导致颗粒相速度增加、温度降低;颗粒相质量分数和粒径均能显著影响气相的马赫数和温度。

基于改进增广径向基的固体姿轨控发动机推力快速预示

为实现沉积影响下的喉栓式固体姿轨控发动机推力快速预示,提出一种融合各向异性和快速交叉验证的增广径向基近似建模方法。基于正交条件构建混沌多项式增广的径向基混合模型,并提出基于样本局部密度的各向异性方法,进一步提高混合模型精度。采用递归演化的拉丁超立方试验设计生成样本点,根据通用交叉验证误差求解过程中高阶矩阵快速求逆方法,降低模型训练的计算复杂度。与其他常用代理模型方法相比,本文提出的方法具有更好的精度和稳定性。将本文方法应用于固体姿轨控发动机推力快速预示,预示结果与仿真结果偏差控制在2.5%以内,计算耗时由小时级降低至秒级。

固体姿轨控发动机燃气电磁阀快速驱动电路研究

提出了一种高压RC延时控制的高低压驱动电路,用于姿轨控发动机燃气阀控制。在闭合的启动阶段对线圈施加高电压提供大电流,加速电磁阀闭合;闭合的保持阶段施加低电压维持较小电流,保证线圈安全,降低功耗;开启阶段加速线圈电流泄放,提高开启速度,满足了发动机快速关断和开启的要求;信号电路和功率电路相互隔离;RC电路作为高电压延时器件,只需1路控制信号,电路得以简化。

固体姿轨控发动机喉栓运动时序实验设计方法

固体姿轨控发动机通过伺服机构控制喉栓位移实现推力矢量调节。为实现推力精确调控,需拟合大量地面试验数据,得出发动机喉栓位移与推力矢量间的数学模型。提出了一种面向喉栓式固体轨控发动机喉栓运动时序实验设计方法,实现了单次试验中不同燃烧室理论压强及喉栓位移组合最大覆盖,为最低试验成本下精准构建喉栓位移与推力输出模型提供训练样本。以四阀固体轨控发动机作为对象,基于零维内弹道实现燃气发生器压强求解。采用Φ_(p)准则评估喉栓位置组合遍历性,并对其进行优化,获得合理的喉栓运动方案。算例结果证明实验设计后方案在整个运动周期内几乎遍历各种组合状态,较实验设计前Φ_(p)值提升近40%,验证了本文实验设计方法在时序工程问题中的优良性能。采用实验设计方法可提高固体姿轨控发动机地面试车数据利用效率。

固体姿轨控发动机燃气阀门高频工作特性研究

燃气阀门技术是固体姿轨控动力系统的核心技术之一,本文提出了一种电机直驱的旋转式高频工作燃气阀门系统,该系统具有动态响应迅速、结构简单可靠等优点。通过对阀门受热膨胀分析以及高压气流冲击的仿真分析,综合考虑阀门高频切换的可靠性和燃气泄漏量,对阀门间隙进行了优化设计;同时,针对阀门转角、电机减速比与阀门到位时间进行了参数化性能影响分析,发现在确保阀门可靠切换所需转矩的前提下,降低电机减速比能够大幅提升阀门高频响应性能;阀门到位时间随阀门转角变化的增幅低于线性增长幅度,可适当增大阀门转角以消除控制偏差和装配偏差的影响。最后,通过研制的一台单阀门样机进行地面热试考核,验证了电机直驱的旋转式高频工作燃气阀门工作的可靠性,阀门全程切换正常,响应时间在10ms以内。

固体火箭发动机能量管理技术及其新进展

固体发动机在工作过程,中通过对能量输出进行调节控制,可明显提高武器系统性能。文章综述了固体双脉冲发动机、固体变推力发动机、固体姿轨控发动机3种典型能量管理发动机技术国内外研究现状。通过对固体发动机能量管理技术发展特点及趋势进行分析,梳理了3种典型发动机关键技术进展情况,并对固体火箭发动机能量管理技术提出了相关建议。

固体姿轨控发动机复杂电磁环境电磁效应 分析方法构建研究

目的构建固体姿轨控发动机不同场景下的复杂电磁环境电磁效应分析方法。方法通过将固体姿轨控发动机的复杂模型逐层分解,根据各部件级模型的电磁敏感特性,建立电磁敏感度模型。从系统级、整机级、部件级、PCB板级到器件级分析固体姿轨控发动机所面临的复杂环境,并对固体姿轨控发动机电磁特性进行分层解析研究。结果对固体姿轨控发动机所面临的电磁环境场景进行分类,分为待发射、中段飞行、末段对敌3个主要场景,并对3类场景下的干扰源进行分类,得出复杂电磁环境下固体姿轨控发动机电磁干扰源及敏感体,以及电磁耦合干扰矩阵。结论本研究对于开展固体姿轨控发动机在复杂电磁环境下的稳定性和可靠性研究具有指导作用,为进一步的电磁特性仿真与验证研究奠定了坚实的基础。

负压力指数固体推进剂压力响应特性研究

多喷管高频工作的固体姿轨控发动机,随着喷管等效喉部面积变化,燃烧室的压强会出现波动,波动的数值与推进剂的降压/升压特性、瞬变燃烧响应特性以及推进剂压力指数相关;而使用负压力指数推进剂减小了喷管等效喉部面积变化时燃烧室的压强波动,降低了阀门切换过程中压强的爬升时间。本文针对两个配方的负压力指数推进剂,开展三姿控多工况高频切换实验,通过旋转阀方法研究阀门在三种高频切换下的动态响应特性和燃烧室压强状态,可知,两个配方的负压力指数推进剂在同一工况高频切换过程中的降压速率均大于升压速率,升压过程的特征时间均大于降压过程的特征时间;负压力指数小的推进剂的降压和升压过程的特征时间更小。

推力矢量测试平台及原位校准方法研究

对于推力可调式固体姿轨控发动机,推力矢量参数是重要的测试物理量,为了研究固体火箭发动机推力矢量测试问题,提出一种推力矢量测试装置和测试系统。设计出一种固体姿轨控发动机推力矢量测试平台,对推力矢量测试平台的基座进行了模态仿真的分析,得出推力矢量测试平台基座的频率响应在390.71~417.92Hz。对所构建的固体姿轨控发动机推力矢量测试平台进行了测试。通过对推力矢量各分量的原位校准系统构建技术的研究,设计出一套满足单个喷管作用力校准的杠杆组,并进行标定,并得出了原位校准力值-砝码值对应表。对推力矢量主推力进行静态原位校准,并计算校准方程和回归方程,结果表明,该测试装置能够较为精确的测量出固体火箭发动机推力矢量,并且校准曲线的非线性与重复性良好,分别为0.45%、0.47%。