变推力固体火箭发动机非稳态影响因素研究

为研究不同因素对喉栓式变推力固体火箭发动机非稳态调节特性的影响,利用Fluent软件的网格动态层变模型,对喉栓匀速调节过程中的内流场进行仿真计算,主要分析了喉栓运动速度、喷管主要结构参数以及推进剂压强指数对非稳态特性的影响.结果表明喉栓运动速度以及推进剂压强指数对非稳态调节特性影响最大,喷管收敛半角对非稳态调节特性影响较小,喉栓半径以及喷管扩张角对非稳态调节特性基本没有影响.     

基于体烧蚀模型的后效推力预示方法研究

为了获得固体火箭发动机的高空后效推力,提出了基于气相环境双区体烧蚀模型。考虑粒子侵蚀热效应,将发动机熄火后燃烧室的瞬时压强和温度与绝热层烧蚀放气量进行耦合迭代的后效推力预示方法。根据某固体火箭发动机燃烧室绝热层的结构布局和工作参数,计算得到绝热层的碳化烧蚀率、烧蚀质量损失速率、温度场分布、炭化层孔隙结构和发动机高空后效推力,后效推力曲线与发动机遥测数据包线上限吻合,验证了预示方法的可行性。     

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。     

固体火箭发动机推力测试系统

为判断固体火箭发动机性能能否满足产品图和技术条件的要求，给出安全储存可靠评价，开发研制了固体火箭发动机推力测试系统。利用该系统对50-310mm口径火箭发动机的工作时间和推力进行测试，数据采集系统采用GJB770A--97的发动机静止试验法。经过实装测试，试验台发动机装配点火数据采集处理及时有效，测试结果的推力时间曲数据准确，一致性好。能够满足目前固体火箭发动机推力检测的需要。     

液体火箭发动机热试车的实验研究

为了考核贮存××年的液体火箭发动机的性能 ,进行了液体火箭发动机热试车的研究 .实验采用了NEFF62 0实时全数字采集系统 ,得到了在启动段、平稳段、关机段燃烧室的压力、推力、推进剂流量及压调器、稳定器出口压力等主要参数随时间变化的曲线 .对实验结果分析表明 :3次热试车数据在启动段都具有很好的一致性 ,贮存××年后的发动机仍具有良好的启动特性 ;关机段各参数的特征变化曲线非常接近 ,各参数在得到予令关机信号后都能迅速转入末级工作状态 ,并存在明显的“平台”效应 ,仍然具有良好的运载精度 ;压调器和稳定器都具有很好的调节性能 ,能满足发动机正常工作状态下的要求 .得出的结论对发动机的性能考核、设计、理论研究和数值计算都具有实际意义和参考价值     

三摆臂式扰流片矢量气动力数值仿真研究

为适应智能可控弹药发动机喷口愈来愈小的发展趋势,本文针对三摆臂式扰流片矢量控制形式开展了气动力数值仿真。研究了三摆臂式扰流片推力和侧向力调节能力。计算结果表明：推力随着主推角的增加而降低,最大推力损失仅与主推角有关;当主推角大于36°,扰流片间的气动干扰增强;侧向力随着侧向角和入口压力的增加而增大;当三个扰流片均位于发动机尾流中,前后方向和左右方向侧向力调节干扰小,且侧向力调节对推力影响小。     

一种大范围变推力液体火箭发动机控制器的设计及实现

提出一种大范围变推力液体火箭发动机的数字控制方案。首先设计了基于高低压转换方法的电磁阀加速驱动电路，并将μCOS-Ⅱ嵌入式操作系统移植到80C196KC单片机上；其次通过调参加死区补偿的控制方法，实现了发动机推力的大范围调节。半物理仿真结果表明，所设计系统的调节时间小于60ms，稳态误差不大于5％，能够满足系统的控制要求。     

推力中止过程的两相流动数值模拟

针对采用含铅推进剂的发动机，利用两相流动理论，建立了推力中止过程的内弹道预估的计算方法，预估了推力中止过程的各内弹道曲线，并讨论了Ａｌ２Ｏ３颗粒参数对流动的影响。     

发动机推力对大展弦比机翼颤振边界的影响

为解决现有线性气动力模型对大柔性机翼受发动机推力影响的气动稳定性分析方法的不足,提出了基于计算流体力学(CFD)与Simo几何精确梁模型的非线性气动弹性分析方法。以翼吊式发动机的大展弦比机翼为研究对象,采用横向随动力和集中质量模拟发动机推力和吊挂质量,分别研究了单纯发动机推力和考虑气动载荷联合作用时,发动机推力、结构弯扭刚度比、发动机集中质量以及发动机安装位置等参数对机翼结构颤振特性的影响。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了Simo几何精确梁模型和雷诺平均N-S非定常气动力模型,考虑了结构和流场的两场非线性耦合。模拟结果表明:发动机推力对机翼颤振边界影响很大,具体的影响效果取决于上述其他参数的变化;发动机吊舱靠近翼根布置、发动机尽量布置在机翼弹性轴之前、减小机翼弯扭刚度比等布局或设置有利于扩大机翼的颤振包线范围。因此,在进行翼吊式气动布局的设计或分析时,必须考虑发动机推力及其相关参数的影响。     

基于发动机性能在线计算技术的发动机推力闭环控制技术

系统依据飞机管理系统发出的推力需求指令,通过推进系统控制终端将推力需求转化为发动机供油需求从而对发动机供油进行控制,并根据发动机的热力学参数实时进行发动机性能在线计算技术,解算出实时推力修正发动机供油量,实现发动机推力闭环控制.     

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。     

音圈电机推力迟滞特性研究

为实现音圈电机推力的精确控制,基于Preisach模型对音圈电机的推力迟滞特性进行了建模,构建了音圈电机的推力迟滞逆模型,并设计了开环逆补偿器,对有逆补偿器和无逆补偿器的音圈电机进行了推力特性试验.结果表明,有逆补偿器的音圈电机推力迟滞环明显小于无逆补偿器的音圈电机.且有逆补偿器的音圈电机推力最大绝对误差为0.2 N,相对误差基本维持在3%以内.无逆补偿器的音圈电机推力最大绝对误差达到了0.75 N,相对误差变化较大,补偿后推力绝对误差最大降低了73%.      

固体微推进器工作过程数值分析

目的针对一种基于MEMS技术的固体微推进器结构,分析比较瞬态燃烧效应和推进器喉部尺寸对推进性能的影响。方法选择dp/dt燃速瞬态燃烧模型对推进器工作过程进行三维数值仿真。结果在同一燃速模型中随着喉部面积的增大,压强有显著地减小,而推力有明显的增大。结论瞬态燃烧效应不是影响固体微推进器工作性能的主要因素。     

作业型ROV推进器动力学建模与响应分析

为研究深海作业型遥控水下机器人（remotely operated vehicle,ROV）液压推进器控制系统的动力学响应特性,建立了一种考虑螺旋桨动态负载影响的伺服阀控制液压推进器动力学系统的数学模型,提出一种伺服阀控制液压推进器的马达流量、压力、扭矩、转速、螺旋桨转矩和推力的求解方法.通过数值仿真,分析了不同控制电压下伺服阀、液压马达和螺旋桨的动态响应过程及特点,建立了推力分配方法中推力简化约束模型,并得到了期望推力和推进器控制电压之间函数关系的数学模型.与推进器水池试验结果相比,本文仿真结果准确可信.这种完整和准确的液压推进器动力学系统的数学模型,对实际水下机器人和动力定位船舶的运动控制方法、推力分配策略及推进器控制的研究,具有一定的指导意义和工程价值.      

金属链式无级变速器动力特性的研究

深入研究了金属链式无级变速器传动机理和其锥盘V型结构的轴向加压原理.通过对锥盘夹紧力、推力关系等方面的研究,建立了锥盘动力传动特性的数学模型,仿真出加压机构的理论加载曲线,并进行了相应的动力特性实验,获得推力比相对速比、转矩比变化的规律曲线;同时验证了理论模型与仿真的正确性,并得出速比变化率对汽车的加速具有负的作用,不能完全依靠推力比实现速比的调节,高、低链速下的推力比与速比关系会呈现少许差异等重要结论.研究成果为研制性能可靠的轴向夹紧力控制结构与系统奠定了理论基础.     

基于ELM的永磁直线电机推力波动补偿研究

针对永磁直线电机推力波动的非线性特点,设计了PID+ELM前馈补偿的永磁直线电机位置控制系统.用于训练ELM网络的样本可通过分析推力波动的特点及其规律获得,将训练好的网络作为前馈补偿环节,用于补偿控制系统中推力波动的影响.仿真结果表明,所提出的控制方案有效且可行.与基于SVM和RLS的方法相比,虽然其跟踪精度稍差,但其训练时间较短,适用于实时性要求较高的场合.