固液火箭冲压发动机推力调节的一种方法

推力调节是整体式固液火箭冲压发动机研究的一项关键技术.基于发动机推力调节工作原理,推导了一种推力调节方法,数字仿真结果证明了该方法的可行性.     

基于ADV212的探空火箭图像采集与压缩系统

针对探空火箭遥测带宽低、图像监控通路多、系统小型化等设计难点,本文提出了一种基于ADV212的图像采集与压缩系统设计方案。采用可以同时支持无损和高压缩比有损压缩的JPEG2000图像压缩标准,提出适用于箭上图像采集特点的通道切换和中断处理策略,并以“乒乓”操作的流水线作业方式实现多路图像通道数据吞吐,通过两个实时发送通道和一个缓存发送通道向火箭遥测链路发送图像数据。提出了一种具有动态帧频和压缩比的图像压缩方案,解决了探空火箭遥测带宽有限这一问题。本设计以Virtex-4系列FPGA作为系统控制核心,采用ADV7182和ADV212分别完成图像的采集和压缩,分别采用SRAM和SDRAM实现图像的实时传输和缓存传输。通过比较图像间的PSNR值,试验并分析了适用于CCD图像的压缩滤波器和小波变换级数,得到了较为满意的图像质量。设计较好地满足了本次空间环境垂直探测探空火箭的图像采集任务。     

含内聚空洞固体发动机药柱的寿命预估

为了对含内聚空洞固体导弹发动机的贮存寿命进行预估,采用加速老化试验,得到该推进剂最大延伸率随贮存时间的变化规律;应用三维粘弹性有限元分析方法,对含内聚空洞的发动机贮存一定时间后直接点火发射过程进行数值仿真,从中获得发动机药柱在点火增压和轴向过载联合作用下的最大Von Mises应变.将不同贮存期药柱的最大Von Mises应变值与推进剂的最大延伸率进行对比,利用结构完整性评估准则,给出了某发动机药柱不同贮存期间内聚空洞大小的允许值.该方法可为含内聚空洞固体发动机的判废提供定量参考.     

计算流体动力学在液体火箭发动机中的应用

对计算流体动力学（ＣＦＤ）在液体火箭发动机中的应用情况进行了全面的回顾与分析,提出了今后的发展趋势与方向。     

KCl 和KBr 晶体热膨胀系数的计算

本文利用Gordon-Kim 模型给出的离子间相互作用势,计算了KCl 和KBr 晶体在室温下的热膨胀系数。所得的结果与实验值进行了对照。     

基于系统构型替换的固冲发动机故障模式半实物仿真

为全面快速验证冲压发动机的故障检测算法，基于构型替换建立了能模拟多种固冲发动机故障的仿真验证平台。基于此平台，搭建了发动机点火故障模型、压强传感器故障模型、设备接口模型，以及与真实控制器中检测算法具有相同外部接口和系统构型的故障检测算法模型等。通过系统构型的切换，将同一个故障模式注入故障检测算法模型和真实发动机系统，并通过对比同一组故障模式下故障检测模型检测结果与发动机控制系统检测结果，来对发动机控制器中的故障检测算法进行快速验证。以无喷管助推器点火的检测为例，讲述了该方法的建模、实验验证及分析过程，此外，该方法还能应用到无喷管助推器关机、进气道前后堵盖打开、燃气发生器点火、燃气流量容错控制等多个故障模式的仿真模拟与验证，具有很强的通用性，能大大地降低控制系统开发与验证的时间成本，具有很强的应用价值。     

基于运载能力评估的固体运载火箭推力向量控制方案比较

从对运载能力影响角度开展固体运载火箭发动机推力向量控制系统比较分析研究。设计了三种采用不同发动机推力向量控制系统的多级固体运载火箭方案,将增广乘子法与共轭方向法相结合,对固体运载火箭上升段弹道进行了优化设计,给出运载能力评估结果。研究表明,起飞质量均为50 000kg,目标轨道均为300km太阳同步轨道时,采用栅格舵和侧喷流作为推力向量控制系统方案,比采用燃气舵和侧喷流作为推力向量控制系统方案,运载能力提高70kg,比各级固体发动机全部采用摆动喷管控制方案,运载能力提高115kg,为固体运载火箭总体方案论证提供理论依据。     

固体发动机药柱正交各向异性材料参数灵敏度分析

<正>交各向异性材料已在大型固体发动机上得到广泛应用。为了较大地降低发动机药柱的VonMises应变水平,极大地提高发动机的结构完整性能,以星形药柱为例,对固体发动机药柱推进剂和绝热层的弹性模量和泊松比等正交各向异性材料参数进行了灵敏度分析,得到了固体发动机药柱正交各向异性材料参数的灵敏度系数。分析方法与结论对固体发动机的优化设计具有指导作用。     

基于轴对称内聚力单元的立贮发动机黏接界面结构完整性分析

建立轴对称内聚力单元是进行立贮发动机黏接界面应力分析的重要手段。在变形后的轴对称内聚力单元上建立参考坐标系,推导了单元节点位移在参考坐标系和全局坐标系下的转换关系。基于单元分离位移推导了单元内力矢量和单元刚度矩阵。开展了旋转体的分离测试,验证了轴对称内聚力单元的准确性和高效性。针对立贮发动机,先后开展了轴向加速度以及波浪载荷作用下的发动机结构分析,重点研究了黏接界面上应力的大小以及分布规律。研究方法和结论可以为发动机黏接界面结构分析提供有利参考。     

The properties of Sn–Zn–Al–La fusible alloy for mitigation devices of solid propellant rocket motors

The Al and La elements are added to the Sn9Zn alloy to obtain the fusible alloy for the mitigation devices of solid propellant rocket motors. Differential scanning calorimetry (DSC), metallographic analysis, scanning electron microscopy (SEM), energy dispersive spectroscopy (EDS), tensile testing and fracture analysis were used to study the effect of Al and La elements on the microstructure, melting characteristics, and mechanical properties of the Sn9Zn alloy. Whether the fusible diaphragm can effectively relieve pressure was investigated by the hydrostatic pressure at high-temperature test. Experimental results show that the melting point of the Sn9Zn-0.8Al0·2La and Sn9Zn–3Al0·2La fusible alloys can meet the predetermined working temperature of ventilation. The mechanical properties of those are more than 35% higher than that of the Sn9Zn alloy at −50 °C–70 °C, and the mechanical strength is reduced by 80% at 175 °C. It is proven by the hydrostatic pressure at high-temperature test that the fusible diaphragm can relieve pressure effectively and can be used for the design of the mitigation devices of solid propellant rocket motors.