轨姿控液体火箭发动机水击仿真模拟

以轨姿控液体火箭发动机为研究对象,根据模块化思想,利用AMESim建立了仿真平台,仿真计算了发动机系统工作中管路的水击压力。结果表明:轨控发动机的工作是引起大水击的主要因素。通过与理论计算和试验数据的对比表明,仿真模型较好地描述了管路水击的生成过程。介绍了减小系统水击量的措施。

固体姿轨控发动机数字样机技术研究

针对固体姿轨控发动机数字化研发需求,解决数字样机技术在固体姿轨控发动机领域的应用问题,本文构建了基于知识规则的固体姿轨控发动机几何建模方法,建立基于SST k-ω湍流模型的固体姿轨控发动机内流场高精度仿真模型,提出固体姿轨控发动机性能不确定性分析方法,开展固体姿轨控发动机多层级数字化模型集成与验证方法研究。研究结果表明:构建的固体姿轨控发动机数字样机压强和推力稳态性能偏差分别为4%和3.6%,推力连续调节过程数字样机压强和推力性能偏差分别为4.98%和6%,表明固体姿轨控发动机数字样机具有较高的性能预示精度,研究成果可应用于发动机总体方案设计和方案性能快速评估,以期推动我国固体姿轨控发动机研发模式变革,促进固体发动机设计技术创新发展,带动固体发动机行业整体实力跃升,为未来智能化固体发动机发展奠定技术基础。

安装热控组件对空间液体火箭发动机工作特性的影响

准确掌握安装不同热控组件后对空间液体火箭发动机工作性能和温度特性的影响对其在轨使用可靠性至关重要。对双组元150 N发动机开展高空模拟热试车,依次考察了安装头部法兰下表面热控组件、头部包覆多层隔热材料和遮光板对发动机稳态工作特性的影响。结果表明:安装热控组件后,发动机推力输出稳定;头部法兰下表面安装热控组件可以有效隔离高温身部的热辐射,可降温125~160℃,减少30%~44%的法兰温度增长;后续安装的头部包覆多层隔热材料和遮光板对法兰温度分布基本没有影响,头部包覆多层隔热材料会导致头身焊缝温度升高约40℃;遮光板不影响头身焊缝温度,但会增加头部法兰下表面受到的辐射热流。安装不同热控组件对发动机工作性能没有影响,发动机累计稳态工作4163 s、脉冲工作25000次后,多层隔热材料中心约20 mm区域发生烧蚀,此时热控组件仍能有效降低高温身部的热辐射影响,建议增大多层材料中心开孔直径至100 mm以上。

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。

供应商穿透式管理在姿轨控发动机产品中的实践

供应商穿透式管理是实现产品成本控制、不断提升产品质量的关键途径,在国有企业供应链管理中发挥了关键作用。为了提升姿轨控发动机产品供应商管理水平,实现事后处理向事前预防平稳转变,本文阐述了供应商管理的现状,分析了供应商管理的关键问题,包括对供应商管控能力不足、过程管理欠缺和风险识别滞后等,并结合产品质量、进度保证和管理成本提出了供应商全级次穿透式管理方法,并初步进行了实践,取得了良好的效果。

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。

姿/轨控液体火箭发动机推力室高温抗氧化涂层

概述了国内外姿/轨控液体火箭发动机高温抗氧化涂层的研究和应用进展,研制过程涉及多种材料体系,但仅有几类广泛应用于型号,包括Nb基材表面硅化物材料体系、Pt-Rh合金、Re基材表面Ir涂层。随着对发动机性能要求的提高,Re/Ir材料体系成为目前主要的研究方向。

轨姿控发动机振动试验夹具结构拓扑优化

针对轨姿控发动机部分振动试验夹具存在质量偏大、频率特性差等问题,采取拓扑优化的方法对典型试验夹具进行了结构设计改进。基于Optistruct的拓扑优化模块,讨论了动力学拓扑优化模型及多目标优化的实现策略,介绍了离散度参数及最小成员尺寸等优化控制参数的设置。通过对推力装置块状试验夹具的拓扑优化,研究了优化目标及控制参数对优化结果的影响。优化后夹具频率特性满足试验要求,减速效果明显。通过实物振动试验,验证了正弦振动和随机振动试验条件下夹具控制响应平稳,满足试验容差要求。最后,通过对某型轨姿控发动机整机锥状试验夹具的结构设计改进,进一步拓展应用了拓扑优化方法。仿真结果表明,优化后夹具的模态频率和动态响应特性显著改善,为后续发动机振动试验夹具设计提供借鉴。

姿轨控发动机结构的中频振动响应分析

为了提高姿轨控发动机结构环境试验的设计水平,迫切需要研究相应的环境试验响应分析方法。基于姿轨控发动机中频振动特征明显这一特点,综合考虑各组件的模态数及结构特征,为姿轨控发动机建立了适用于中频响应分析的混合有限元-统计能量分析(FE-SEA)模型。在地面试验中,由于使用振动台,输入功率无法直接采用现有理论进行计算,提出了一种基于连接界面随机振动加速度功率谱密度的振动台激励输入功率计算方法,用以实现发动机结构在振动台激振下的响应预示。基于混合有限元-统计能量分析的姿轨控发动机结构响应预示结果与振动台试验的响应测量结果比较,结果表明,混合有限元-统计能量分析方法在中频分析频段内能够准确预示结构响应,当随机子系统的模态数大于3时,对应中心频率下的结构中频响应预示误差均小于±3 dB,具有良好的环境试验响应预示精度。混合FE-SEA方法的预示结果准确性与随机子系统在分析频带内的模态数密切相关,当模态数较小时,预示结果与试验结果在较低频带的误差变得显著。该研究内容为姿轨控发动机结构的中频振动响应分析提供了有效参考。

小推力姿控轨控火箭发动机材料技术研究现状

概述了国内外小推力姿控轨控液体火箭发动机新材料的研究和应用进展。姿控轨控液体火箭发动机推力室已从高性能铌/硅化物材料体系向复合材料推力室技术发展,研制耐高温性能更好的新型材料体系和高温抗氧化涂层以及将他们应用于推力室身部的工艺研究是提高姿控轨控液体火箭发动机技术水平的有效途径。

利用PP法简化液体姿轨控发动机化学反应机理

针对含有43种组分201步基元反应的甲基肼/四氧化二氮反应机理,提出运用主成分联合多代通量方法 (简称PP法)进行简化。该方法简化结果与国外文献以及详细机理在典型工况下着火延迟时间、平衡温度及主要平衡组分摩尔百分数计算结果均符合较好,为进行耦合化学反应的液体姿轨控火箭发动机燃烧CFD研究奠定基础。最后,通过甲基肼和四氧化二氮、CH4和O2以及H2和O2三种推进剂组合化学反应机理简化结果对比,说明PP法相对于主成分分析法(PCA)和多代通量法(PFA)简化效果更好,可简化机理范围更广。

液体姿轨控发动机贮箱自动增压仿人智能控制研究

为研究液体姿轨控发动机自动增压方法,在理论分析自动增压系统性能的基础上,搭建了以孔板为控制元件的自动增压实验系统,采用仿人智能控制策略,开展了基于冷流实验的自动增压性能实验,并通过发动机试验验证,实现了发动机贮箱良好的平稳性、快速性和准确性。研究表明,在增压系统结构和增压气体介质给定的情况下,孔板节流面积、孔板出入口压力比、贮箱初始气垫体积决定了自动增压系统性能;根据发动机试验的推进剂流量需求,分别按推进剂体积流量60%,30%,10%的比例选取3个不同节流面积的增压气体孔板组成并联进气孔板组,同时保证进气孔板组可提供的增压气体最大临界体积流量大于推进剂体积流量(推荐二者比值为1~2.5)、孔板出入口增压气体压力比近似等于临界压力比(对氮气约为0.50~0.60)、贮箱初始气垫体积大于贮箱总容积的1/4,并在贮箱上设置流量为增压气体最大临界体积流量105%的排气孔板,在发动机工作过程中按照仿人智能控制策略自动组配孔板,可有效地提高自动增压性能。

轨/姿控发动机脉冲后效冲量快速算法的研究及应用

轨/姿控发动机脉冲性能需在地面高空模拟试验中进行考核,试验数据需即时提供,针对脉冲后效冲量的计算,当前方法不能兼顾速率和统计偏差。简述了后效冲量计算要求、高模试验特点、Pacific6000原理及数据文件结构。在分析当前计算方法优缺点基础上,将网络脚本语言的设计思想引入试验数据处理过程,提出了实现数据快速处理的数据流式算法,基于此算法开发了工程应用软件,在实际试验中应用,取得了良好效果。

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。

液体轨控发动机真空矢量推力现场校准影响因素分析

针对高空模拟试验受现场多种因素影响,常规矢量推力校准方法校准系数偏差过大的问题,建立了一套矢量推力现场校准系统,通过对发动机热辐射、试验管路及线缆固定安装、管路增压、真空环境及环境振动对矢量推力现场校准影响的分析,提出了一种矢量推力的远程自动现场校准方法,并进行了试验验证。结果表明:该校准方法可有效提高矢量推力测量精度,解决了真空试验环境下矢量推力精确校准的问题。

固体姿轨控发动机动态推力补偿

作为实现导弹快速机动响应的关键部件,固体姿轨控发动机的性能需要通过动态多分力测试评价,但由于推力测试台结构复杂,对测试数据补偿提出了更高的要求。本文采用双模态阻尼补偿法开展固体姿轨控发动机推力补偿研究,通过脉冲激励试验获得了主要模态参数,并对脉冲激励和发动机冷流试验数据进行补偿,验证了双模态阻尼补偿方法的可行性和应用效果。结果表明:双模态阻尼补偿效果优于单模态补偿,可以有效恢复动态推力信号。所建立的双模态阻尼补偿,在姿轨控发动机研制中得到了应用。

运载火箭气氧/煤油姿控发动机技术研究

为实现空间推进系统的无毒、无污染、低成本、高性能和高可靠性,在国内首次研制了运载火箭辅助动力系统气氧/煤油发动机。以推力150 N的气氧/煤油发动机为研究对象,给出了点火、喷注器及身部冷却、阀门等的设计方案。介绍了研制中突破的小姿控发动机电脉冲点火器、气/液组合的有效混合、发动机稳态工作时的烧蚀,以及高空真空点火等关键技术。计算了气液两相流稳态燃烧流场并进行了氧化剂路气流试验。地面热试车和高空模拟热试车的结果表明,电脉冲点火器可实现发动机的可靠点火,采用同轴离心式内混合喷注、铌合金液膜辐射冷却方案的该气氧/煤油发动机真空比冲可达2 800 N.s/kg,脉冲工作大于3 000次,但真空中发动机的冷却仍需进一步研究。

轨姿控发动机动态推力与推力矢量测试系统研制

针对目前轨姿控发动机动态推力与推力矢量测试系统测量精度低、测试覆盖面不全及操作的复杂性,研制了一套基于压电测力平台的动态推力与推力矢量测试系统。此系统的研制攻克了测力平台结构参数优化技术、标准信号发生器设计技术、测试相间干扰处理技术等五项关键技术点.实现了连续脉冲力及多方向力的测量,系统操作可靠、便捷,各项测试指标满足总体要求,为动态推力及推力矢量测试提供了手段。

液体姿控发动机76 km高空模拟试验系统性能仿真

为研究液体姿控发动机76 km高空模拟试验系统的工作性能,建立了考虑燃气相变的试验系统集中参数动态仿真模型。模型由真空抽气系统、冷凝管束和液氮外流程3个子模型组成。根据燃气、霜、液氮之间的传热和传质过程将各子模型耦合在一起。以四氧化二氮/甲基肼双组元姿控发动机为实例,计算了稳态和脉冲点火试验时系统的工作参数,分析了关键设计参数对其工作性能的影响。结果表明:试验系统能够为最大流量6.4 g/s(推力约16.5 N)的发动机提供脉冲和6×10~4s长程稳态试验环境;在长程稳态试验中,冷凝管束霜层将依次饱和,失去对二氧化碳和水蒸汽的抽吸能力,导致真空舱压力逐渐升高;在脉冲点火试验中,真空舱压力将随发动机工作而脉冲波动,15 ms开关脉冲时的压力波动幅度约70%。研究结果为液体姿控发动机高空模拟试验系统的设计与改进提供了参考。

轨/姿控发动机试验数据快速自动处理技术

轨/姿控发动机试验数据需即时提供,大量数据的快速自动处理技术未见报道。在简述了高空模拟试验特点、Pacific6000原理及数据文件结构后,分析了当前计算方法优缺点;在此基础上,将网络脚本语言的设计思想引入试验数据处理过程,提出了实现数据快速处理的数据流式算法,进而形成自动处理技术;基于此算法开发了工程应用软件,在实际试验中应用,取得了良好效果。该技术对类似计算和海量数据的快速处理具重要工程参考意义。