旋转状态下姿态控制发动机喷流流场的数值模拟

为了对姿态控制发动机在旋转状态时的喷流流场进行数值模拟,并避开复杂的滑移网格技术,将惯性坐标系下的控制方程和数值计算边界条件用弹体旋转坐标系来表达,选用雷诺平均的旋转坐标系下的Navier-Stokes方程,算例计算结果与采用滑移网格技术得到的流场结构相比更接近实测且计算容易收敛,表明这种方法正确且简单可行。数值计算结果表明:在弹体直径以及喷口大小及入口条件一定的前提下,由于旋转引起的喷流流动的非对称性将直接影响到姿态喷流控制力的大小和方向,进而影响到姿态控制发动机的工作效率;随着旋转角速率的增大,推力矢量明显变化,控制推力偏转,使有效控制推力减小,从而影响远程火箭弹的稳定性和姿态控制精度,并在一定程度上增加了燃气消耗量。

射流式姿态控制发动机相邻控制力相互影响研究

文中采用二维 N—S方程结合两方程湍流模型对不同人口条件时的喷射流场进行了数值模拟,控制方程采用二阶精度的有限体积法进行空间离散,时间离散采用高斯—赛德尔隐式迭代格式。理论分析和数值模拟结果均表明:由于射流卷吸效应的存在,两股喷流均会向两喷口连线的垂直线方向发生偏转且在某一位置发生交会,且弹体实际受到的飞行姿态控制力将小于两股控制力的简单相加。

导弹姿态控制发动机仿真模型研究

通过对某型导弹的姿态控制发动机模型及其在数字仿真中的实现进行研究。介绍了包括等效合力和旋转力的两种实用模型 ,给出模型的实现方法。数字仿真结果表明给出的旋转力模型较接近 ACM的实际工作过程 。

一种姿态控制发动机点火装置简介

介绍了一种姿态控制发动机点火装置。它由一对桥带式电发火管组成 ,对发动机实施尾部点火 ,具有防静电、防射频、防核辐射能力 ,能够在γ射线剂量率 1 0 8Gy/s的状态下实现 1 W,5min不发火。它体积小、重量轻、价格低廉 ,该装置应用于姿态控制发动机表现出较高的可靠性 。

姿控发动机布局方式优化分析

在液体推进剂动力系统质量模型的基础上，针对采用双组元推进剂和挤压式输送系统的小推力空间飞行器姿控发动机，在控制总冲量和总冲量矩相同的情况下。

多管微型姿态控制发动机的点火控制系统

为了对多管微型姿态控制发动机在旋转状态的工作状况和动力特性进行测试,需要设计相应的点火控制系统对姿态控制发动机点火的数量和方位角进行控制.控制系统由控制程序和控制电路两部分组成.控制程序采用C++语言编写,通过RS-232通讯接口向控制电路发送控制指令;控制电路在MAX-plus Ⅱ软件平台上采用CPLD方式设计,由接口电路模块、控制电路模块、延时电路模块和译码电路模块四个模块组成,通过对控制指令解码并结合相位信号控制点火发动机的数量和点火方位.

单脉冲固体姿态控制发动机内流场与燃面退移耦合数值模拟

为解决单脉冲固体姿态控制发动机内流场与推进剂燃面退移耦合的问题,给出了耦合方法的理论基础,建立了基于动网格的双向耦合模型。采用面偏移法处理燃面退移过程,利用网格平顺与网格重建技术优化网格,解决网格变形问题;通过松耦合方式进行耦合计算。针对PAC-3增程拦截弹使用的单脉冲固体姿态控制发动机,进行了内流场与推进剂燃面退移耦合数值模拟,得到了该发动机内弹道特性曲线及其它性能参数。结果表明,PAC-3单脉冲固体姿态控制发动机仿真结果与相关实验结果吻合较好,计算得到燃烧室压强最大相对误差为3.96%。面偏移法能够有效追踪推进剂燃面,建立的耦合方法能够对内流场与推进剂燃面退移耦合过程进行准确稳定的模拟,为单脉冲固体姿态控制发动机多物理模型耦合模拟提供了有效的解决方案。

姿控推进系统发动机关机的管路瞬变特性

从一维液体瞬变管路方程出发 ,采用有限差分格式的特征线方法 ,针对某姿控推进系统发动机真实氧化剂管路的关机瞬变特性进行了数值研究 ,对系统不同部位的动态特性进行了计算 ,喷注前的最大瞬变压力达到储箱压力的 3倍 ,得到的结果与试车数据是一致的 ,对液体发动机管路工程设计具有参考价值 ,表明该方法可以方便地对包括许多管路、阀门和推力室的复杂系统进行动态特性分析。

基于电磁自动加载的姿控发动机推力架标定控制系统设计

推力是反映姿态控制发动机性能参数的关键指标,对推力测试系统的精确标定是准确测量推力矢量的前提,同时,提升标定系统的自动化程度是亟需解决的问题。重点介绍了一种应用电磁悬浮技术的姿态控制发动机推力测试平台,并设计了针对推力测量传感器的电磁自动加载标定系统。仿真与试验结果表明,该系统能实现满足精度需求的多回程自动标定,有效提升系统的自动化程度以及标定效率和准确度。

恒压式姿控发动机增压气体特性分析

对恒压式姿控发动机增压气体的绝热节流特性进行了理论分析。结合工程实例 ,分析和计算了氮气增压过程中的结构降温、膨胀降温和节流降温。综合计算结果和实际情况 ,对增压气体采取了相应的措施。由飞行遥测数据可知 。

真空小喷管羽流场的Monte Carlo直接模拟

利用直接模拟的MonteCarlo方法数值模拟了真空喷管羽流场，获得了符合规律的数值模拟结果。由于将随机取样频率法（R－S－F）用于轴对称问题中，解决了计算机内存和速度上的困难，同时也证明了R－S－F方法的可靠性。

低密度小喷管流场的DSMC直接模拟

用ＤＳＭＣ方法数值模拟了低密度轴对称小喷管的流场流动，获得了相应的结果，并将所得结果与用差分求解Ｎ－Ｓ方程方法获得的结果进行了对比，二者吻合较好。

铌合金表面改性Ti-Cr-Si保护涂层耐热性研究

使用料浆熔烧工艺在C－103铌合金表面制备了Ti－Cr－Si硅化物保护徐层，利用光学显微镜、X射线能量色散谱EDAS、RAX－10型衍射仪、EPMA－8705QH2等仪器分析研究了涂层组成、结构和耐热性能之间的关系结果表明，选择合适的添加元素和基体预处理工艺，能显著提高涂层的高温抗氧化性能．

用Simons法计算真空羽流

姿态控制发动机真空环境下工作产生的羽流对航天器造成的影响非常明显。用Simons法对真空羽流流场进行了解析计算,包括等熵核心区和边界层膨胀区的计算,得到了符合流动规律的结果。这是一种快速计算真空羽流场物理参数分布的方法。工作对卫星、飞船和空间站上的姿态控制发动机的工程设计和科学实验具有参考价值。

动能拦截器的固体推进剂轨控和姿控系统

简介了美国拦截导弹防御系统中动能拦截器 (KKV)上固体推进剂转轨和姿控发动机 ,并比较了各种推进剂 (包括液体 )系统的优劣。

Design and Simulation of Controller for Hyper Velocity Kinetic Energy Missile

The controller design and digital simulation for the hyper velocity kinetic energy missile is investigated. A mathematical model of the trajectory deviation from the line of sight was established, the guidance closed loop was compensated with a phase advance lag corrective network, a selecting algorithm of the attitude control motors used to steer the missile's attitude was presented. In the presence of a wide variety of disturbances the results of digital simulation are satisfactory to circular error probability(CEP) being less than 0 5?m. The steering scheme utilizing attitude control motors as actuators to control the attitude of the missile is feasible.

电推进真空热环境试验研究现状及关键技术

电推进是空间任务的重要推进手段,也是急需发展的空间技术之一。为了评价电推进装置的有效性和可靠性,需要在地面开展各种验证试验,其中有热环境试验。文章对电推进装置的热环境试验技术发展现状进行了跟踪研究,结合国外热环境模拟设备的研制使用情况,梳理出热环境试验相关的关键技术,就我国电推进热环境试验技术和试验设备提出了发展建议。

自旋激光驾束导弹转速及转角的计算与仿真

自旋激光驾束导弹实时仿真系统旨在研究该导弹的转速、转角的近似计算和解决姿态控制时执行机构──姿态控制发动机在点火时刻的空间位置问题。该系统仿真机采用海鹰工作站解算导弹运动方程组，通过80C196KC的D/A实时输出导弹有关诸元。根据该导弹低转速和计算周期短的特点，以两相邻基准脉冲信号作为控制周期，将转速转化为相应控制周期内的角度增量，简化了滚转角速度在控制器中的计算。实时仿真表明，此近似计算结果满足制导要求。

基于LabVIEW的某推力自动校准系统

推力参数是姿态控制发动机试验中需要获取的关键性能参数,推力校准是推力测量中的重要环节,有利于准确传递力值。本文简述了某姿控发动机推力校准系统组成和工作原理,提出一种基于LabVIEW的自动校准方法,给出了相应的技术实现途径。与原有手动校准方式相比,不仅能够节约人力成本还有利于提高工作效率,推力校准时长可以控制在15 min以内。

紧密结合 “延寿”开展质量管理

1996年7月4日,长征三号运载火箭发射亚太1A通讯卫星成功。 本所承制的该运载火箭的一级发动机和姿态控制发动机曾于1993年交付执行飞行试验任务,由于发射任务调整和延期,产品中某些非金属制品超过了规定的有效期。此外,经反复运输和贮存。