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新一代运载火箭闭式增压控制系统设计与实现 被引量:5
1
作者 胡海峰 宋征宇 范瑞祥 《航天控制》 CSCD 北大核心 2015年第6期35-40,75,共7页
提出一种液体运载火箭全数字闭式增压控制系统方案,并对系统原理、关键控制设备进行了论述,提供了闭式增压的控制方法。新一代运载火箭工程应用与试验结果表明,全数字闭式增压控制系统稳定可靠,方案可行,可在液体运载火箭工程设计中推... 提出一种液体运载火箭全数字闭式增压控制系统方案,并对系统原理、关键控制设备进行了论述,提供了闭式增压的控制方法。新一代运载火箭工程应用与试验结果表明,全数字闭式增压控制系统稳定可靠,方案可行,可在液体运载火箭工程设计中推广应用。 展开更多
关键词 新一代 液体运载火箭 全数字 闭式增压控制系统
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低温氢气排放过程数值模拟 被引量:5
2
作者 李茂 孙万民 刘瑞敏 《火箭推进》 CAS 2013年第4期74-79,共6页
以低温氢气安全排放为目的,采用数值模拟方法对低温氢气直接排放和燃烧排放的流场进行分析。流场仿真计算采用了标准双方程k-ε湍流模型和氢氧单步燃烧模型。研究参数包括氢排放压力、流量、温度和环境风速,评价指标为氢扩散范围和燃烧... 以低温氢气安全排放为目的,采用数值模拟方法对低温氢气直接排放和燃烧排放的流场进行分析。流场仿真计算采用了标准双方程k-ε湍流模型和氢氧单步燃烧模型。研究参数包括氢排放压力、流量、温度和环境风速,评价指标为氢扩散范围和燃烧范围。计算结果表明:燃烧排放燃烧范围小于直接排放氢扩散范围;排放压力增加、流量增大和温度降低均会使氢扩散范围和燃烧范围变大。 展开更多
关键词 低温氢气 扩散范围 燃烧模型 数值模拟
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基于AMESim和Ansoft的直动式电磁阀动态特性仿真分析 被引量:17
3
作者 王春民 沙超 +1 位作者 魏学峰 雷小飞 《机床与液压》 北大核心 2017年第21期160-163,148,共5页
介绍了某型液体火箭发动机用直动式电磁阀的结构和工作原理,建立了基于Ansoft的电磁场仿真模型和基于AMESim的电磁阀系统仿真模型。通过把电磁场仿真结果导入AMESim系统仿真模型中,实现了电磁、机械和液压系统之间的耦合求解。经电磁阀... 介绍了某型液体火箭发动机用直动式电磁阀的结构和工作原理,建立了基于Ansoft的电磁场仿真模型和基于AMESim的电磁阀系统仿真模型。通过把电磁场仿真结果导入AMESim系统仿真模型中,实现了电磁、机械和液压系统之间的耦合求解。经电磁阀动态特性试验结果验证表明,建立的仿真模型能够准确地计算电磁阀的动态特性。 展开更多
关键词 电磁阀 动态特性 AMESIM ANSOFT
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塞式喷管侧向喷流仿真研究 被引量:1
4
作者 柳长安 李光熙 吕奇伟 《火箭推进》 CAS 2013年第2期59-62,73,共5页
随着快速、准确等控制要求的提高,越来越多的飞行器采用了直接侧向力控制技术,这对飞行器本体及喷流装置均提出了更高要求,是先进飞行器气动设计中的关键技术之一。参考美国NCADE方案中的塞式喷管控制发动机结构进行了侧向喷流干扰流场... 随着快速、准确等控制要求的提高,越来越多的飞行器采用了直接侧向力控制技术,这对飞行器本体及喷流装置均提出了更高要求,是先进飞行器气动设计中的关键技术之一。参考美国NCADE方案中的塞式喷管控制发动机结构进行了侧向喷流干扰流场的数值仿真研究,并与常规拉瓦尔喷管进行了对比,分析了两种喷管干扰流场结构及性能的异同,为相关研究提供借鉴。 展开更多
关键词 塞式喷管 拉瓦尔喷管 侧向喷流 N-S方程
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基于AMESim的姿控发动机推进剂供应管路优化设计 被引量:3
5
作者 何康康 娄振 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2016年第3期9-12,共4页
根据模块化思想,建立了液体姿控火箭发动机推进剂供应管路的AMESim模型,仿真计算了推进剂供应管路优化前后姿控发动机工作时的水击压力。仿真结果表明:在推进剂供应管路上增加的体积容腔能够有效降低管路中的水击压力。通过仿真水击数... 根据模块化思想,建立了液体姿控火箭发动机推进剂供应管路的AMESim模型,仿真计算了推进剂供应管路优化前后姿控发动机工作时的水击压力。仿真结果表明:在推进剂供应管路上增加的体积容腔能够有效降低管路中的水击压力。通过仿真水击数据和热试车数据对比表明,仿真模型较好地描述了管路水击过程,能对后续液体姿控火箭发动机管路结构优化设计提供借鉴意义。 展开更多
关键词 姿控发动机 水击 优化设计 AMESIM仿真
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新一代运载火箭闭式增压控制技术研究 被引量:5
6
作者 胡海峰 《航天控制》 CSCD 北大核心 2015年第4期28-33,共6页
提出一种闭式增压控制方案,三模冗余增压控制装置录取推进剂贮箱冗余设置的数字压力传感器信号,基于闭式增压控制方程,采用3取2表决输出控制指令对多路电磁阀实施开闭控制,使贮箱压力控制在理想范围;然后介绍了闭式程序增压和备保固定... 提出一种闭式增压控制方案,三模冗余增压控制装置录取推进剂贮箱冗余设置的数字压力传感器信号,基于闭式增压控制方程,采用3取2表决输出控制指令对多路电磁阀实施开闭控制,使贮箱压力控制在理想范围;然后介绍了闭式程序增压和备保固定时序增压的控制算法。工程应用和试验结果表明,闭式增压控制技术方案可行,增压控制方法合理。本文方案产品通用性好,增压控制可靠性高,系统适应性强,具有良好的推广应用价值。 展开更多
关键词 新一代 液体运载火箭 闭式增压控制技术 闭式程序增压 备保固定时序增压
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新一代低温液体快速发射运载火箭及其发展 被引量:10
7
作者 张卫东 王东保 《上海航天》 2016年第B05期1-7,共7页
介绍了研制的新一代低温液体快速发射液体运载火箭(CZ-6)的总体方案、系统组成和测发模式。CZ-6运载火箭主要由总体、箭体结构分系统、动力分系统、控制分系统、地面发射支持分系统等组成。给出了全箭运载能力、入轨精度、可靠性等主要... 介绍了研制的新一代低温液体快速发射液体运载火箭(CZ-6)的总体方案、系统组成和测发模式。CZ-6运载火箭主要由总体、箭体结构分系统、动力分系统、控制分系统、地面发射支持分系统等组成。给出了全箭运载能力、入轨精度、可靠性等主要技术指标,并与国外部分中小型运载火箭进行了比较。CZ-6运载火箭主要技术特点有采用总体优化设计、液氧煤油低温动力、高压补燃发动机氧箱自生增压、高温高压燃气滚动控制、基于双八表捷联惯组的先进集成控制、大温差夹层共底贮箱和全向透波复合材料整流罩等轻量化结构、整体运输起竖的"三平"测发模式下的7d快速发射。展望了后续快速响应能力提高和快速发射火箭系列拓展等发展方向。首飞1箭20星发射圆满成功,实现了卫星高精度入轨。 展开更多
关键词 运载火箭 快速发射 液氧煤油 自生增压 燃气滚动控制 集成控制 夹层共底贮箱 全向透波整流罩
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基于ANSYS的直流电磁铁温度场仿真分析 被引量:14
8
作者 王春民 沙超 +1 位作者 孙磊 曾维亮 《液压与气动》 北大核心 2015年第12期83-86,共4页
基于ANSYS有限元软件对电磁铁温度场进行了稳态及瞬态仿真,仿真中考虑了热载荷和边界条件随时间的变化,仿真得到了线圈温度随时间的变化规律以及电磁铁其他部分的温度场分布。对电磁铁线圈进行了发热试验,试验结果表明本研究建立的电磁... 基于ANSYS有限元软件对电磁铁温度场进行了稳态及瞬态仿真,仿真中考虑了热载荷和边界条件随时间的变化,仿真得到了线圈温度随时间的变化规律以及电磁铁其他部分的温度场分布。对电磁铁线圈进行了发热试验,试验结果表明本研究建立的电磁铁温度场仿真模型能够准确的计算出线圈温度随时间的变化规律。 展开更多
关键词 电磁铁 温度场 ANSYS
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面向级间冷分离的吸气式导弹起控策略研究 被引量:4
9
作者 宋少倩 周国峰 +2 位作者 刘娟 迟学谦 韩英宏 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2018年第5期10-15,共6页
对于吸气式导弹,其级间分离的约束强,使得级间冷分离方式下安全分离与稳定起控的矛盾更为突出。为解决安全分离所带来的大姿态偏差下导弹稳定起控问题,提出了通过最佳分离飞行状态点选择来提高起控稳定性的思路,并明确了选择原则。在最... 对于吸气式导弹,其级间分离的约束强,使得级间冷分离方式下安全分离与稳定起控的矛盾更为突出。为解决安全分离所带来的大姿态偏差下导弹稳定起控问题,提出了通过最佳分离飞行状态点选择来提高起控稳定性的思路,并明确了选择原则。在最佳级间分离状态基础上,通过理论分析建立了纵向、横侧向通道不同静稳定性下的起控策略。经仿真表明,提出的起控策略利用导弹的静稳定特性,可降低通道间的耦合,合理分配控制能力,有利于实现大姿态偏差下的快速稳定起控。 展开更多
关键词 级间冷分离 大起控偏差 起控策略 稳定性
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再生冷却氢氧推力室传热计算方法研究与优化 被引量:3
10
作者 巩岩博 刘忠恕 +1 位作者 郑大勇 王维彬 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2019年第6期58-63,共6页
推力室传热计算对液体火箭发动机的研制非常关键,然而传统的再生冷却传热计算模型在针对氢氧火箭发动机时存在较大的误差。通过对推力室燃烧与流动过程的分析,并结合部件传热试验数据,考虑到雾化蒸发过程、燃气雷诺数大小以及普朗特数... 推力室传热计算对液体火箭发动机的研制非常关键,然而传统的再生冷却传热计算模型在针对氢氧火箭发动机时存在较大的误差。通过对推力室燃烧与流动过程的分析,并结合部件传热试验数据,考虑到雾化蒸发过程、燃气雷诺数大小以及普朗特数拟合公式计算偏差等因素的影响,提出改进的再生冷却传热计算模型。分别使用这两种模型对某型氢氧发动机推力室在不同工况下的传热过程开展计算,并与试车试验结果进行对比,发现改进的再生冷却传热模型具有更高的计算准确度和更好的针对不同工况的适用性。 展开更多
关键词 氢氧火箭发动机 推力室 再生冷却 对流传热 计算方法
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面向控制的固冲发动机建模技术研究 被引量:1
11
作者 宋少倩 陈新民 +2 位作者 卢鑫 刘娟 韩英宏 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2018年第6期38-42,共5页
为实现导弹速度的精确控制,从控制系统设计与仿真需求角度出发,提出了一种降低动力与导弹总体参数、环境耦合的稳态性能建模方法和利于工程设计用的固冲发动机动态特性建模方法,分析获得了其慢响应和非最小相位的特点。仿真对比表明:采... 为实现导弹速度的精确控制,从控制系统设计与仿真需求角度出发,提出了一种降低动力与导弹总体参数、环境耦合的稳态性能建模方法和利于工程设计用的固冲发动机动态特性建模方法,分析获得了其慢响应和非最小相位的特点。仿真对比表明:采用动态特性建模方法建立的模型可用于速度控制的设计、分析与仿真。 展开更多
关键词 固体冲压发动机 稳态性能 动态性能 线性变参数
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材料与载荷随机性影响下管路结构振动疲劳可靠性分析方法 被引量:3
12
作者 高玉闪 杨茂 +4 位作者 李斌 杜大华 王珺 李斌潮 周建 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第11期1-11,共11页
为应对振动环境下管路结构高可靠性寿命评估问题,建立材料、载荷等底层因素随机性模型,并考虑随机性传递、综合作用,获得管路结构振动疲劳寿命可靠性分析模型。以典型材料试验结果及单自由度时域系统,证明了随机性模型的适用性及寿命模... 为应对振动环境下管路结构高可靠性寿命评估问题,建立材料、载荷等底层因素随机性模型,并考虑随机性传递、综合作用,获得管路结构振动疲劳寿命可靠性分析模型。以典型材料试验结果及单自由度时域系统,证明了随机性模型的适用性及寿命模型的高效性。以液体火箭发动机典型管路结构为分析对象,评估其高可靠性寿命。分析结果表明:在试车振动载荷作用下,管路结构振动疲劳寿命符合对数正态分布,且寿命存在较大的分散性;所考虑的随机因素中,材料疲劳性能对寿命分散性的影响较大;对管路结构,在确定性寿命的基础上,应考虑至少不小于5倍的寿命缩减系数,以覆盖载荷及材料的随机性影响而获得其高可靠度振动疲劳寿命。该研究为液体火箭发动机可重复使用技术发展提供重要技术支撑。 展开更多
关键词 振动疲劳寿命 随机性 可靠性 液体火箭发动机 管路
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膨胀循环发动机推力室传热优化 被引量:1
13
作者 宣智超 刘中祥 齐戎 《火箭推进》 CAS 2012年第6期8-15,共8页
针对膨胀循环发动机推力室身部燃气侧的内壁增强换热结构和冷却剂侧的冷却通道结构这两个影响推力室身部换热最关键的结构分别进行多种结构下的数值模拟对比。通过分析各结构的模拟结果,得到了能够合理提高推力室身部换热能力的内壁加... 针对膨胀循环发动机推力室身部燃气侧的内壁增强换热结构和冷却剂侧的冷却通道结构这两个影响推力室身部换热最关键的结构分别进行多种结构下的数值模拟对比。通过分析各结构的模拟结果,得到了能够合理提高推力室身部换热能力的内壁加肋结构和圆柱段冷却通道深宽比的结构特征。 展开更多
关键词 膨胀循环发动机 推力室 换热增强结构 传热优化
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UDMH/NTO富氧燃气发生器预点火过程模型研究及应用
14
作者 管杰 刘上 +1 位作者 李斌 王鹏武 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第7期25-32,共8页
对富氧燃气发生器中偏二甲肼/四氧化二氮(UDMH/NTO)推进剂的自燃点火特性开展实验研究,结果表明,燃气发生器点火初期能量低,燃气温度缓慢爬升。基于实验结果和化学机理分析,构建了描述UDMH/NTO自燃推进剂在富氧环境下预点火过程的热力... 对富氧燃气发生器中偏二甲肼/四氧化二氮(UDMH/NTO)推进剂的自燃点火特性开展实验研究,结果表明,燃气发生器点火初期能量低,燃气温度缓慢爬升。基于实验结果和化学机理分析,构建了描述UDMH/NTO自燃推进剂在富氧环境下预点火过程的热力学模型,并将其应用到实验系统的系统级仿真模型中。实验结果验证了仿真模型的合理性,动态相对误差小于15%,主要差异在于燃气发生器压力“平台段”的仿真值偏低。在此基础上开展仿真研究,结果表明:初始参数变化明显影响点火初期的性能参数爬升特性,其中延长点火时差至2倍、将入口压力降低0.05 MPa或者将推进剂温度降低15℃均会导致发动机起动加速性降低25~50 ms,而提高入口压力和缩短点火时差可以减轻推进剂温度变化对性能参数爬升特性的影响程度。 展开更多
关键词 燃气发生器 UDMH/NTO 预点火 点火实验 热力学模型 仿真分析
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螺旋槽对诱导轮气蚀性能影响研究 被引量:8
15
作者 李欣 胡声超 +3 位作者 周佑君 肖立明 刘畅 王珏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第3期553-558,共6页
为了提高诱导轮的气蚀性能,设计了一种带螺旋槽的壳体结构,通过试验获取了诱导轮安装螺旋槽后的水力性能和气蚀性能,采用快速傅里叶变换方法(FFT)对入口脉动压力进行了分析,并与安装J型槽的诱导轮进行了对比。结果表明:同流量下,带螺旋... 为了提高诱导轮的气蚀性能,设计了一种带螺旋槽的壳体结构,通过试验获取了诱导轮安装螺旋槽后的水力性能和气蚀性能,采用快速傅里叶变换方法(FFT)对入口脉动压力进行了分析,并与安装J型槽的诱导轮进行了对比。结果表明:同流量下,带螺旋槽诱导轮扬程升高,同时螺旋槽能改善诱导轮的气蚀性能,并且在设计流量Qd和1.1Qd工况下对同步旋转气蚀产生抑制作用,但在0.8Qd工况下,螺旋槽对同步旋转气蚀的抑制作用弱于J型槽。 展开更多
关键词 诱导轮 螺旋槽 气蚀性能 同步旋转气蚀
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空间推进技术需求与发展分析 被引量:11
16
作者 韩泉东 洪鑫 周海清 《火箭推进》 CAS 2012年第2期9-15,共7页
在分析国内外空间推进技术(内容涵盖了星、船、弹、箭、器等领域)现状的基础上,梳理了空间推进技术的发展趋势和对我国的启示。在对未来任务和技术需求分析的基础上,对空间推进技术的发展趋势进行了预测,对存在的差距进行了分析,提出了... 在分析国内外空间推进技术(内容涵盖了星、船、弹、箭、器等领域)现状的基础上,梳理了空间推进技术的发展趋势和对我国的启示。在对未来任务和技术需求分析的基础上,对空间推进技术的发展趋势进行了预测,对存在的差距进行了分析,提出了发展思路和重点发展方向建议。 展开更多
关键词 航天器 空间推进技术 需求 发展
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高性能液体远地点发动机技术发展 被引量:9
17
作者 杨成虎 林庆国 刘昌国 《火箭推进》 CAS 2013年第4期1-7,40,共8页
液体远地点发动机的性能提高具有显著的经济效益和社会效益。通过使用高性能喷注器、高效燃烧室和新型耐高温材料,国外采用N204/MMH推进剂的液体远地点发动机最高比冲已达到323s。分析了国外高性能液体远地点发动机性能特点和关键技术,... 液体远地点发动机的性能提高具有显著的经济效益和社会效益。通过使用高性能喷注器、高效燃烧室和新型耐高温材料,国外采用N204/MMH推进剂的液体远地点发动机最高比冲已达到323s。分析了国外高性能液体远地点发动机性能特点和关键技术,介绍了我国第3代490 N发动机的研制情况,结合工程应用要求和研制现状,提出了第3代490 N发动机的后续研究重点。 展开更多
关键词 高性能液体远地点发动机 喷注器 燃烧室 耐高温材料
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液体火箭发动机设计工艺可行性研究 被引量:1
18
作者 胡海峰 高新妮 《导弹与航天运载技术(中英文)》 CSCD 北大核心 2024年第5期34-40,共7页
分析了液体火箭发动机产品实现设计工艺特性,应用模型定义(Model based Definition,MBD)技术表征液体火箭发动机产品加工信息,在此基础上分析了设计工艺可行性审查实现技术途径,结合产品设计制造特点开发了液体火箭发动机面向制造的设计... 分析了液体火箭发动机产品实现设计工艺特性,应用模型定义(Model based Definition,MBD)技术表征液体火箭发动机产品加工信息,在此基础上分析了设计工艺可行性审查实现技术途径,结合产品设计制造特点开发了液体火箭发动机面向制造的设计(Design for Manufacture,DFM)工艺性审查系统。该系统以MBD模型为载体,将发动机产品加工信息、尺寸信息、材料等属性信息通过PMI标注方式表达,开发模型检查工具,实现了在设计阶段对产品几何模型进行自动化工艺检查的目标,对产品工艺可行性进行了分析。通过与工艺规则库匹配,给出设计人员检测分析结果,供设计人员进一步优化改进设计。通过采用工艺可行性分析手段,在设计阶段提升了产品的工艺可行性,减少产品制造过程中的设计、工艺更改,缩短了产品研制周期。 展开更多
关键词 基于模型定义 工艺可行性 面向制造的设计 液体火箭发动机 开发与验证
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末子级并联贮箱均衡输送对入轨精度影响研究 被引量:5
19
作者 杨帆 张晓东 +2 位作者 刘昶 毛承元 胡峥 《上海航天》 2016年第B05期60-65,共6页
对液体运载火箭末子级并联贮箱推进剂输送不均衡量影响卫星入轨精度进行了研究。建立了均衡输送模型和星箭分离齿轮啮合模型,给出了质心横移计算公式。分析发现质心横移会因出现横向控制力矩而导致轨道倾角产生偏差,并对用弹簧分离实现... 对液体运载火箭末子级并联贮箱推进剂输送不均衡量影响卫星入轨精度进行了研究。建立了均衡输送模型和星箭分离齿轮啮合模型,给出了质心横移计算公式。分析发现质心横移会因出现横向控制力矩而导致轨道倾角产生偏差,并对用弹簧分离实现的星箭分离形成干扰力矩而影响分离精度。以新一代运载火箭末子级为例,计算了不同膜片翻转压力偏差的输送不均衡量、质心横移量和卫星入轨精度偏差。结果发现:为满足卫星入轨精度,需控制金属膜片翻转压力偏差小于0.015MPa。翻转试验结果验证了此结论。 展开更多
关键词 液体运载火箭 末子级 并联贮箱 均衡输送 质心横移 入轨精度 分离姿态 金属膜片 翻转试验
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