氢氧火箭发动机试验台液氢供应系统可靠性设计研究

本文依据氢氧发动机试验台液氢供应系统设计和试验经验,在分析液氢供应系统特点的基础上,首次系统总结了液氢供应系统可靠性分析和设计的步骤、设计方法、设计依据和设计重点问题,为进行大推力氢氧发动机试验台推进剂供应系统的可靠性设计提供实践经验和参考。

火箭发动机试验台贮箱清洗装置设计与仿真

基于目前火箭发动机试验台贮箱清理需求,设计一套基于超音速气液混合清洗的贮箱多余物循环清洗系统,主要包括介质供应系统、管路伸缩系统、清洗机构三大部分,清洗机构的核心是超音速喷嘴,通过合理设计和仿真验证,确保喷嘴在清洗过程中能够产生足够的动力以实现清洗效果。该装置具有360°清洗能力,能够实现对贮箱内壁面的全覆盖清洗,并且能够适应不同尺寸容器清洗,降低成本,提高效率,为试验系统多余物防控提供有效的解决方案。

液体火箭发动机试验台气液管路系统故障仿真及分析

根据试验台和试验发动机的静态特性方程,重点针对试验台进行稳态故障效应仿真;采用一维不可压瞬变管流描述液路的流动过程,用特征线法对试验台液路系统的突发性故障所引起的瞬变特征和过度效应进行仿真;对储箱增压系统采用一维可压缩流的有限元状态变量模型描述气体管路的流动过程,并建立减压器、储箱工作过程的数学模型,用四阶龙格-库塔法对其进行故障仿真。仿真过程显示仿真模型和计算方法具有很好的适用性,能有效地建立试验台较为完善的故障模式库;通过分析仿真结果可以对现有试验台的改造、维护以及新试验台的改进设计进行指导。

液体火箭发动机试验台贮箱增压系统模块化仿真

采用一维理想气体流动的有限元状态变量模型,运用模块化建模与仿真方法和Fortran90语言进行了某液体火箭发动机试验台贮箱增压系统工作过程的仿真,获得了细致的管网状态参数分布曲线,为分析贮箱增压系统的工作过程及各组件的作用提供了数值依据。数学模型和模块化建模与仿真方法显示出较好的有效性和通用性。

基于KPCA和SVM的火箭发动机试验台故障诊断方法

为了解决液体火箭发动机试验台的故障诊断问题,提出了一种基于核主元分析(KPCA)特征提取和支持向量多分类机(SVM)的故障诊断方法,该方法首先利用核主元分析对试验台标准故障样本进行特征提取,通过特征分析,建立适合于试验台故障状态识别的层次多分类支持向量机,并对其进行训练,然后将试验数据在主元上投影,输入到训练好的支持向量多分类器,对试验台故障状态进行识别.该方法充分利用了核主元分析强大的非线性特征提取能力和支持向量分类机良好的小样本泛化特性,解决了试验台故障诊断中的小样本、非线性模式识别问题.对试验台的试验结果表明,该方法是有效的、可行的.

液体火箭发动机试验台贮箱增压系统数值仿真

在不考虑传热传质的情况下建立了一种简化的贮箱模型,并采用液体火箭发动机试验台气路系统通用模块化建模与仿真软件对容腔放气过程和某试验台贮箱增压系统在发动机点火工作段的增压过程进行了仿真,计算结果与分析解和试验结果获得了较好的一致,验证了软件的有效性和通用性.对两个系统的建模过程表明软件所采用的模块化建模与仿真方法适用于对复杂管网的建模,在液体火箭发动机系统仿真上具有较好的应用前景.对贮箱增压系统的仿真表明,合理设计PID控制参数并根据经验预置与额定流量相近的调节阀初始开度,对于提高增压系统起动过程的平稳性有利.

固体火箭发动机推力偏心试验台的静态检测技术

本文论述了固体火箭发动机推力偏心试验台的静态检测要求和方法,实际检测表明:采用高精度水平仪,百分表和光学经纬仪来检测推偏台的水平度和垂直度,可以保证台架的静态精度和推力偏心的试验要求。

一种液体火箭发动机试验台螺纹拧紧力矩量化控制方法

针对液体火箭发动机试验台工艺装配可靠性提升的需求,提出一种螺纹拧紧力矩量化控制方法。利用非试验和试验环境的力矩值统计与分析,确定液体火箭发动机试验台螺纹拧紧力矩值区间;通过拧紧力矩强度理论计算,验证力矩值区间的合理性;结合试验台螺纹空间位置的具体特点,确定适用不同空间位置的力矩量化控制方法和流程,并在试验中进行了应用。应用结果表明,本文提出的方法可有效提高发动机试验工艺的可靠性。

基于RVM的液体火箭发动机试验台故障预测方法

液体火箭发动机试验台故障预测问题实际上是与试验台相关的参数预测问题,通过预测相关参数在试验台运行过程中的变化趋势,可以判断试验台未来某一时刻是否可能发生故障。由于液体火箭发动机试验台系统复杂、不易建模,提出了一种相关向量机(relevancevector machine,RVM)故障预测模型。在模型的训练阶段,根据数据序列的特征,分别采用单参量、相空间重构和多参量的方法进行了模型的训练,然后利用训练好的模型对试验台总体健康度和启动过程推力进行了趋势预测。预测结果表明,该方法能有效地跟踪试验台可能发生的故障及故障发展趋势。

液体火箭发动机试验台健康评估与故障预测方法

针对液体火箭发动机试验台健康性能退化的问题,提出一种模糊综合评判与自适应相关向量机(Adaptive Relevance Vector Machine,ARVM)相结合的试验台健康评估与故障预测方法。利用模糊综合评判策略对多传感器在单时序点上的数据进行融合,通过去模糊化方法得到健康度随时间变化的曲线;借助相空间重构方法构造三维输入输出模型,获取不同时序点健康度之间的相关关系,并以此为输入输出,建立试验台健康度预测模型,该模型以健康度的发展来表征试验台健康性能变化;将该方法应用于某型发动机增压系统健康评估中,验证了其有效性。

基于ARVM模型的液体火箭发动机试验台故障预测方法

针对液体火箭发动机试验台故障子样少,故障预测精度低,故障维修保障困难等问题,在分析标准RVM优缺点的基础之上,提出了一种自适应能力较强的故障预测模型——ARVM(Adaptive Relevance Vector Machine)。为测试该模型,以某型轨控发动机高空模拟试验台管路流量、燃烧室压力为输入参量对推力矢量进行了预测,预测结果表明,ARVM方法能够有效跟踪推力矢量参数的变化趋势,并且获得了较高的预测精度和模型稀疏性。该方法对于复杂系统的故障预测和维修保障具有一定的理论价值和工程应用意义。

大推力氢氧火箭发动机试验噪声治理技术概述

在大推力氢氧火箭发动机试验中,噪声问题越来越突出,有必要对其采取噪声治理措施。总结大推力氢氧火箭发动机噪声治理的难点和影响大推力氢氧火箭发动机噪声治理的因素,介绍大推力氢氧火箭发动机高空模拟试验和地面试验的降噪方法,并对喷水降噪后进一步的噪声治理措施给出建议。

固体火箭发动机高速旋转试验台设计

结合现有试验台的改造和重新设计,从方案设计、动力源选择、轴系部件设计、传感器选用与安装等角度,分析了在高速旋转试验台设计中应考虑的主要问题。提出了新的改进设计方案,实践检验是完全可行的,该设计方案实现了高速旋转条件下固体火箭发动机推力、压力的同时测量,解决了密封问题,试验过程中的振动和噪声减小,并且试验台的运行和维护性能也得到提高。

氢氧火箭发动机试验低温氢气燃烧处理装置研究

针对大推力氢氧火箭发动机试验富氢起动、富氢关机时排出的低温氢气安全处理问题,本文采取数值模拟结合工程试验的方式,设计氢氧火箭发动机试验低温氢气燃烧处理装置。装置以常温氢气火炬主动燃烧的方式处理环境中积聚的低温氢气,并以氮气引流的方式隔绝氢气,阻止氢气、燃气扩散。此方案在多个型号的发动机整机试验及动力系统试验中得到了成功的应用,具有较高的可靠性。

某型氢氧火箭发动机射前预冷改进方案试验研究

为了简化射前操作流程,提高火箭发射可靠性,开展了针对某燃气发生器循环氢氧火箭发动机的射前预冷方案改进研究。研究使用了两台真实发动机,在向下倾斜45°的试验台上进行了8次真实介质下的预冷试验,其中6次进行了模拟任务剖面的预冷和点火试验。试验表明,某型氢氧火箭发动机射前预冷由增压预冷改进为大流量自流预冷的方案是可行的,改进后预冷时间能够满足发射流程的要求,可以最大程度上避免液氧供应管路发生"间歇泉"不稳定现象。通过模拟任务剖面进行预冷试验,表明发动机点火前氢、氧系统均能达到预冷好条件,但氧涡轮端轴承后温度比改进前偏高。6次点火试验表明,改进后的射前预冷方案未对发动机点火、起动过程造成明显影响。

火箭发动机六分力试验系统力学和误差特性

为避免火箭发动机推力偏心测试中不合理的试验台结构方案给测试带来较大的误差,研究了用于测试火箭发动机推力偏心量的六分力试验系统的力学和误差特性.对于给定的方案,根据力学原理按理想状态得到推力偏心与各分力之间的关系,确定了传感器的量程并计算该结构方案中由传感器的精度所引起推力偏心的误差值.对该方案进行了评价.该分析方法为设计合理的六分力试验系统提供了帮助.

美国液体火箭发动机试验中健康管理技术研究进展

健康管理技术的应用可以使液体火箭发动机试验系统具有异常检测、故障诊断、影响分析和未来趋势分析的能力,并基于健康状态提供任务执行的改进建议,在用户界面中提供系统健康状态的警示。NASA的斯坦尼斯航天中心、艾姆斯研究中心和普惠-洛克达因公司正在围绕A-1试验台和J-2X发动机,实施健康管理的核心功能。通过阐述集成系统健康管理的体系框架和关键技术及对该系统的最新应用进展的介绍,为中国在液体火箭发动机试验及相关领域的应用提供借鉴。

氢氧火箭发动机性能敏感性分析

针对氢氧发动机主要性能的敏感性问题,运用敏感性分析方法对影响发动机性能的内外因素进行评估和分析,得到了发动机主要性能对不同影响因素的敏感度。结果表明,相比于其他影响因素,涡轮泵效率水平和调节元件特性对发动机主要性能参数的影响较大,在工程实践中应予以重点关注。

氢氧火箭发动机喷雾演化过程作用机理

高压超临界喷雾演化过程作用机理是氢氧火箭发动机燃烧不稳定性机理分析、提高燃烧效率研究的基础。为探讨高压条件下液氧喷雾演化过程的主要作用因素,引入气液同轴喷嘴雾化模型和高压蒸发模型,考虑超临界条件下液氧/气氢气液平衡及其物理属性,对氢氧火箭发动机单喷嘴工况条件下喷雾燃烧过程进行了一体化三维数值仿真,得到了液氧喷雾液滴分布和燃烧流场参数,综合分析了液氧液滴蒸发率、氢氧化学反应率、混合燃气涡量分布与液氧喷雾尺寸、数量的变化规律,提出了液氧喷雾演化过程六个作用因素不同的阶段。

新一代运载火箭50吨级氢氧发动机研制进展

50吨级氢氧发动机是中国为新一代运载火箭研制的首台大推力氢氧发动机。该发动机充分借鉴了中国以往的氢氧发动机研制经验,采用数字化设计手段、极具特点的研制模式以及新材料新工艺技术,突破了一系列关键技术,具有较高的可靠性和性能水平,可大幅提升中国进入空间和利用空间的能力。