影响固体火箭发动机推力偏心特性的误差源研究

为了找出产生火箭发动机推力偏心的主要误差源，利用六分力推力偏心测试系统对装药初温、喷喉误差、喷管内型面缺陷等影响推力偏心的情况进行了试验研究。研究结果表明：装药初温、喷喉形状及尺寸误差、多喷管安装误差、喷管内型面缺陷等都对推力偏心有较大影响。获得了对固体火箭发动机设计与制造非常有参考价值的试验结果。

载荷识别技术在火箭推力偏心测试中的应用

目的 研究将载荷识别技术应用于火箭发动机推力偏心测试,用载荷识别方法提高推力偏心测试精度方法 推导火箭发动机推力载荷识别的基本关系式,对推力偏心测试装置进行动态特性测试,获取其动态传递函数矩阵,用推力偏心测试得到的响应数据反求火箭发动机推力载荷结果 获得了某火箭发动机的推力偏心距和推力偏心角数据结论 载荷识别技术应用于火箭发动机推力偏心测试,方法简单。

双圆弧超音速喷管的推力偏心特性

用三维非对称流场数值模拟的方法研究了双圆弧超音速喷管的推力偏心特性，给出了在改变喷管长度和喷管扩张比两种情况下，喷管侧向推力分量沿轴向的变化及其零点位置在轴线上的分布。结果表明，侧向力第一零点随喷管长度和扩张比呈现微弱的、非线性变化，而第二零点的位置与喷管长度和扩张比有很好的线性对应关系。

推力偏心对导弹弹道仿真的影响

发动机推力偏心的存在导致导弹弹道偏离期望值而产生一定的偏差。为了更好、更逼真地模拟导弹的运动过程,对推力偏心产生的扰动进行仿真就显得很有必要了。应用乘同余法生成的服从均匀分布的随机数列,以及以此为基础生成的服从正态分布的随机数列,来模拟扰动的随机性,取得了较好的效果。通过对有扰动和无扰动两种情况下的弹道仿真结果进行对比可以看出扰动力矩在初始阶段对弹道参数的影响是较大的,符合推力偏心扰动的实际情况。将仿真结果应用到飞行模拟器导弹攻击系统中,取得了较好的效果,对飞行模拟器导弹攻击系统的研制具有重要意义。

推力偏心影响下的飞控系统可靠性研究

发动机推力偏心是引起弹道散布和影响导弹可靠性的重要因素之一 .为了尽早暴露系统设计缺陷和提高导弹的可靠性 ,提出了在推力偏心随机散布情况下进行导弹飞控系统性能和可靠性一体化分析的方法 .分析推导了推力偏心引起的扰动力矩 ,给出了可靠性仿真的算法流程、具体实现方法和相关可靠性指标的计算公式 ,并以某型导弹飞控系统为案例验证了该方法的可行性 .

推力偏心对精确制导火箭弹的弹道影响仿真

为了研究推力偏心对精确制导火箭弹弹道的影响,通过对推力偏心的几何分析,建立了推力偏心的数学模型。采用蒙特卡洛法对火箭弹进行射击仿真实验。在推力偏心影响下,通过调整射角分别得到了在三个射角下主动段弹道散布情况,证明射角对距离散布较大;进行了燃气推力偏心和几何推力偏心对弹道散布的影响仿真,证明燃气推力偏心对弹丸的方向散布影响较大;进行了推力偏心对全弹道散布的影响仿真,证明全弹道散布超过了末制导的捕获域。

推力偏心齿轮联轴节润滑与密封

推力偏心齿轮联轴节是为潜油螺杆泵专门设计的，由于对其有特殊的工况要求，润滑与密封的方法就非同于常规。经过长期反复的试验，本文从联轴节的结构设计、关键零件材料选择、润滑介质的确定和补充等几个方面对此进行详细讨论并提出有效措施。

固体火箭发动机推力偏心分析与试验研究

零部件的设计公差、加工误差和装配误差会使固体火箭发动机产生推力偏心。该文从理论上详细分析了推力偏心产生的原因及其控制方法,重点归纳了零件设计公差、加工误差和装配误差等参数对推力偏心的影响程度及其量值范围。以六分力试验原理为基础建立了合理的试验系统。用该系统对某发动机的自身侧向力数据进行点火测试,试验结果与理论分析较吻合,验证了理论分析的正确性。所得结论对发动机的设计、装配质量和导弹控制研究具有较大指导意义。

火箭推力偏心试验数据处理

利用数据处理软件较全面地处理并分析了两种型号火箭弹推力偏心测试数据。结果表明，每组推力偏心距及其相位角的试验曲线分别具有明显的相似性，并找出了试验数列的拟合方程。这项研究有助于深化推力偏心测试数据的处理，为分析研究推力偏心特性提供更多的信息。

火箭喷管推力偏心高精度计算软件

利用火箭喷管从亚声速、跨声速到超声速的非对称流动数学模型建立了计算喷管推力偏心的理论模型 ,并采用高精度有限体积TVD格式求解数值方程 ,可以对火箭发动机喷管的推力偏心特性进行评估与设计 ,并集成为Nvc软件。该软件完成了从喷管网格生成、数值计算到推力偏心分析全过程 ,界面友好 ,使用方便 ,大大提高了设计效率。通过大量的计算与试验结果的比较 ,计算结果可以满足工程需要 ,减少试验次数 ,节约成本 。

某卫星液体火箭发动机推力偏心测试技术研究

卫星火箭发动机推力矢量测试,是一项高新技术火箭测试技术。根据某卫星液体火箭发动机推力矢量的特点和测量要求,阐述了待测推力矢量参数的定义,然后对转台测试原理和计算方法进行了简单的介绍。

火箭发动机推力偏心对弹丸引信的影响

建立了弹丸运动方程并推导出弹丸在推力偏心影响下的攻角、偏角和摆动频率的计算式,得出推力偏心对弹丸绕质心运动的影响规律。结果表明,推力偏心可能会使弹丸摆动频率过大,从而导致引信离心保险机构提前作用。该结论可为排查弹道早炸原因提供依据。

车载导弹推力偏心初始扰动影响研究

针对随机因素干扰问题,研究了发动机推力偏心对发射精度的影响。基于修正的CraigBampton法和虚拟样机技术,建立了车载导弹垂直发射刚柔耦合动力学模型。通过参数化动力学仿真,基于蒙特卡罗方法获取了以推力偏斜角度为随机变量的多工况导弹姿态样本数据。运用直方图法和极大似然估计法进行数据统计分析,研究了导弹相关姿态的分布规律,明确了推力偏心与车载导弹垂直发射初始扰动的内在关系。研究结果表明,考虑推力偏心影响时,导弹姿态分布规律近似于正态分布。

推力偏心影响下火箭弹离轨姿态研究

建立了火箭弹离轨发射过程的起始扰动时的推力偏心数学模型,给出了火箭弹下沉量计算公式。采用虚拟样机方法,利用ADAMS动力学软件建立同时离轨火箭弹发射动力学模型,对不同推力偏心下火箭弹离轨过程进行了仿真分析,结果表明:发动机推力偏心对质量大、初速低的火箭弹离轨姿态扰动明显,离轨过程姿态角逐渐增大,增大火箭弹发射的起始扰动;火箭弹离轨安全性随推力偏心角的增大而降低,在发射箱的结构设计中应充分考虑推力偏心影响带来的离轨安全性问题,尽量选择较大射角进行发射。

飞行器推力偏心及质心漂移总体估算方法研究

对于在大气层外采用直接侧向力控制的飞行器来说,由于推力偏心以及质心漂移的存在,飞行器轨控发动机在工作时,会在滚转、俯仰、偏航等通道中产生附加的姿态干扰力矩。若干扰力矩过大,就会导致姿态失稳。首先建立了一个完整的基于直接侧向力控制的飞行器仿真模型,以动力学模型为基本方程,分别采用扩展卡尔曼滤波(EKF)和无迹卡尔曼滤波(UKF)推导出了飞行器推力偏心和质心漂移的滤波模型。最后给出了仿真算例,验证了滤波模型的正确性并对2种滤波模型的特性进行了对比。

火箭推力偏心特性研究

该文应用巴特勒提出的五面体双特征曲线网格方法对火箭喷管扩张段内的非定常非对称流场进行了数值模拟,获得了锥形喷管侧向推力随时间的变化曲线。分析表明,该文计算的侧向推力结果与定常状态下的数据是吻合的。证明五面体双特征曲线网格方法可用来研究非定常流动条件下的推力偏心特性。

压强变化对火箭推力偏心影响研究

采用二维非定常特征线法数值模拟火箭喷管亚、跨和超音速流场,克服了三维定常特征线法不能求解亚、跨音速的缺陷,获得火箭喷管侧向推力随时间、压强的变化曲线.通过研究可以进一步完善微推偏喷管理论.

火箭弹推力偏心随机过程对弹道的影响

研究了火箭弹推力偏心随机过程对其主动段末偏角散布的影响特性，建立了数学模型，进行了计算和分析，为减小火箭弹散布提供了设计依据。

偏心航天器有限推力姿轨耦合控制

针对偏心航天器存在大轨控推力偏心以及轨控推力大小不可调节的问题,提出一种有限推力轨道与姿态控制方案.该轨道控制方案可以同时控制多个轨道要素.轨道控制中将控制量设计为推力角,解决轨控推力大小不可调节的问题.设计姿态控制方案对轨控所期望的推力角进行跟踪,并考虑轨控推力偏心形成的大干扰力矩.针对大干扰问题对传统的渐近稳定姿态控制律进行了改进,从而利用三轴姿态的耦合关系抵消干扰力矩的影响.通过数值仿真验证了轨道姿态控制方案的有效性.

斜切喷管固体火箭发动机推力特性仿真与试验

为了降低倾斜架式发射地空导弹的发射仰角,满足对超低空来袭目标的攻击需求,提出了斜切喷管预制发动机推力偏心方案,进行了流场仿真和发动机点火试验,数值模拟与试验结果吻合良好。进一步分析表明,斜切喷管方案在地空导弹上的应用是可行的。