基于CATIA的固体火箭发动机系统设计

发动机图形绘制与性能计算是火箭设计的关键步骤,通过对固体火箭发动机设计过程的分析,提出CATIA参数化图形绘制技术;以单孔管状装药发动机为例,建立了发动机燃烧室与喷管模型,在VC环境下利用CATIA Automation二次开发技术实现了燃烧室与喷管参数化设计,完成了两者装配与动态显示;利用Matcom实现内弹道压力时间曲线计算,发射段轨道分析;最后完成系统软件编制;实际使用情况表明,使用该软件可快速构造发动机,进行全面的性能分析,为固体火箭发动机方案论证与初步设计提供了有力的工具。     

固体火箭发动机虚拟试验技术初探和应用

为改进固体火箭发动机传统试验模式存在的资源瓶颈、试验性能难以预示等问题,在固体火箭发动机试验与测试领域引入虚拟试验技术,设计并开发了固体火箭发动机虚拟试验基础系统;阐述了固体火箭发动机试验模型、试车架模型的建模方法,利用均匀设计方法分析影响内弹道数据的主要因素权重,以修正虚拟试验内弹道数据;针对某型号固体火箭发动机进行虚拟验证,试验结果表明,虚拟试验基础系统在一定程度上具有与真实固体火箭发动机地面试验相似的流程和功能,通过修正虚拟试验内弹道数据,进一步降低了虚拟试验结果与真实试验结果间的误差,为深入开展固体火箭发动机虚拟试验技术研究奠定了基础。     

固体火箭发动机羽流辐射光谱测温方法研究

固体火箭发动机羽流具有高温、高速与强辐射特征,羽流温度是发动机工作状态与性能的重要表征参数。准确测量固体火箭发动机羽流温度对了解发动机内部燃烧情况以及发动机综合性能具有重要的参考价值。随着激光与光谱学的发展,激光光谱技术逐步应用于固体推进剂燃烧及发动机羽流温度测量。辐射光谱测温法通过测量火焰辐射光谱来实现温度的非接触在线测量,具有测温范围宽、响应快及可靠性高等优点,可应用于固体火箭发动机羽流温度测量。在此提出了基于火焰辐射光谱的固体火箭发动机羽流温度测量方法,采用350～1 000 nm波段光纤光谱仪搭建了发动机羽流火焰辐射光谱测量系统,利用标准辐射黑体炉开展光谱仪响应系数标定,获得响应系数随波长的变化曲线,并以此用作羽流辐射光谱数据修正。之后将该测量系统应用于标准Φ118固体火箭发动机地面试验,开展典型12%铝质量含量推进剂发动机羽流辐射光谱实验测量,选取不同时刻羽流辐射光谱分析了发动机羽流辐射光谱特征,并利用双色法灰性判断原理对羽流火焰灰体特性进行讨论,验证在675～745 nm波段发动机羽流火焰辐射可近似认为灰体,该波段辐射率随波长变化最大相对偏差为4.01%,相对均方差为1.53%。因此,基于普朗克辐射定律开展辐射光谱拟合参数获得不同时刻羽流温度与辐射率参数,并讨论测量结果与发动机工作状态的关系。最后,开展12%,15%与19%铝质量含量的不同推进剂配方固体火箭发动机羽流辐射光谱测量,将辐射光谱法温度测量值与理论热力计算值进行比较,两者最大偏差值为5.40%,讨论了不同铝含量推进剂发动机羽流辐射光谱特征,并结合温度与辐射率测量结果,分析了固体推进剂铝含量对辐射光谱、羽流温度及辐射率的影响。通过固体火箭发动机羽流辐射光谱测温方法研究,为固体火箭发动机性能评估及推进剂配方优化等研究提供了有效的羽流参数测量手段。分析获得的推进剂铝含量对发动机羽流辐射光谱、温度及辐射率参数的影响,为降低固体发动机羽流特征信号提供了重要的实验数据支撑。     

固体火箭发动机羽流辐射光谱测温方法研究（英文）

固体火箭发动机羽流具有高温、高速与强辐射特征,羽流温度是发动机工作状态与性能的重要表征参数。准确测量固体火箭发动机羽流温度对了解发动机内部燃烧情况以及发动机综合性能具有重要的参考价值。随着激光与光谱学的发展,激光光谱技术逐步应用于固体推进剂燃烧及发动机羽流温度测量。辐射光谱测温法通过测量火焰辐射光谱来实现温度的非接触在线测量,具有测温范围宽、响应快及可靠性高等优点,可应用于固体火箭发动机羽流温度测量。在此提出了基于火焰辐射光谱的固体火箭发动机羽流温度测量方法,采用350～1 000 nm波段光纤光谱仪搭建了发动机羽流火焰辐射光谱测量系统,利用标准辐射黑体炉开展光谱仪响应系数标定,获得响应系数随波长的变化曲线,并以此用作羽流辐射光谱数据修正。之后将该测量系统应用于标准?118固体火箭发动机地面试验,开展典型12%铝质量含量推进剂发动机羽流辐射光谱实验测量,选取不同时刻羽流辐射光谱分析了发动机羽流辐射光谱特征,并利用双色法灰性判断原理对羽流火焰灰体特性进行讨论,验证在675～745 nm波段发动机羽流火焰辐射可近似认为灰体,该波段辐射率随波长变化最大相对偏差为4.01%,相对均方差为1.53%。因此,基于普朗克辐射定律开展辐射光谱拟合参数获得不同时刻羽流温度与辐射率参数,并讨论测量结果与发动机工作状态的关系。最后,开展12%, 15%与19%铝质量含量的不同推进剂配方固体火箭发动机羽流辐射光谱测量,将辐射光谱法温度测量值与理论热力计算值进行比较,两者最大偏差值为5.40%,讨论了不同铝含量推进剂发动机羽流辐射光谱特征,并结合温度与辐射率测量结果,分析了固体推进剂铝含量对辐射光谱、羽流温度及辐射率的影响。通过固体火箭发动机羽流辐射光谱测温方法研究,为固体火箭发动机性能评估及推进剂配方优化等研究提供了有效的羽流参数测量手段。分析获得的推进剂铝含量对发动机羽流辐射光谱、温度及辐射率参数的影响,为降低固体发动机羽流特征信号提供了重要的实验数据支撑。     

原子发射光谱双谱线法测量固体火箭发动机内燃气温度

发展了一种利用原子发射双谱线法，测试固体火箭发动机燃烧室内燃气温度的方法，设计了相应的测试系统。该方法利用石英光学纤维，将固体火箭发动机内高温高压燃气的光谱辐射信号传入测量系统；选用了两条波长间隔小的谱线，大大减少了光谱辐射率，光谱透射率等对光谱测量的影响，设计使用了耐压测量探头，保证在高压，强腐蚀条件下，系统的密封性和光的透过率，对装填有SQ－2推进剂的固体火箭发动机燃烧室内的气流温度进行了在线检测，测量时间分辨率可高达0．5μs。     

超声在固体火箭发动机无损检测中的应用

在固体火箭发动机的研制中，无损检测技术非常重要。本文介绍了一些主要的超声检测方法及其应用。脉冲多次反射法用于检测固体火箭发动机壳体与衬层之间的粘结质量。特性参数和扫频超声法以多层介质理论为基础，用于检测固体火箭发动机的深层粘结质量。     

多目标多光谱辐射高速高温计的研制

固体火箭羽焰是一种特殊的火焰,固体火箭发动机喷管羽流沿径向和轴向的温度是研究固体推进剂燃烧状况和发动机燃烧流场的基本参数。针对固体火箭发动机尾喷焰温度及其空间分布测量的需要,继1999年采用多光谱辐射测温方法和技术实现航天某型号固体火箭发动机测量后,研制了新型的多目标多光谱辐射高速高温计用于固体火箭发动机地面搭载试验。仪器使用组合棱镜和光电二极管阵列实现目标0.4~1.1μm光谱的热辐射测量,在主光路设计中首次使用光纤技术,实现一台仪器同时测量空间分布6个目标点的温度和发射率,每个点的空间位置由光阑上的通光孔精确确定,且每个目标测点均有8个工作光谱,研制的同步高速数据采集系统完成48个测量通道的数据同步时间小于10 ns。     

固体火箭发动机尾焰电磁波衰减试验验证技术研究

通过对固体火箭发动机地面试验现场环境及尾焰电磁波衰减近场测试技术进行研究,设计了基于矢量网络分析仪的固体火箭发动机尾焰电磁波衰减试验验证系统,介绍了尾焰电磁波衰减试验验证总体方案,现场测试方法,尾焰电磁波衰减现场测试系统硬件组成,测试系统原位校准技术,现场测试天线构建和天线位置校准方法等的研究。对构建好的测试系统进行了工程应用,并取得了良好的试验效果。     

水下火箭水平射流初期特征研究

水中工作固体火箭发动机处于重浮力同时作用环境下, 与工作于大气环境下的固体火箭发动机具有不同的工作特性. 为进一步掌握水下固体火箭发动机的工作特性, 对具有重浮力特征的水下射流进行研究, 重点分析重浮力作用下水平喷射射流结构及推力振荡情况, 采用VOF模型对水平喷射且具有重浮力特征的三维发动机模型进行仿真模拟, 对比有/无重浮力下射流气泡的上浮特征, 并采用动量原理对发动机工作初期的射流扰动进行分析, 获得了重浮力下水下固体火箭发动机的推力振荡特征. 研究结果表明: 由于重浮力逐渐占据主导地位, 射流气泡具有明显的上浮特征, 推力与重浮力耦合后在竖直方向产生的翻转力矩更大, 通过与文献中实验对比可见, 采用VOF模型并考虑重浮力后仿真所得射流结构与实验结果更吻合.     

70mm间歇式同步高速摄影机系统的研究

70 mm同步高速摄影机系统主要是用于拍摄激光制导炸弹、火箭、导弹的三维飞行姿态和空间参数的测试设备,具有画幅大、速度高、机动灵活的特点.简要介绍了该摄影机系统的总体组成与各部分的工作原理,并着重描述了摄影机系统的设计及性能指标.鉴于该系统已成功应用,因而可为其他摄影机系统的设计提供一定参考.     

ITER极向场内馈线的结构设计

根据ITER装置对极向场内馈线系统的性能要求,同时考虑该系统所处空间位置的复杂性和工作环境的特殊性,利用三维建模软件CATIA对极向场内馈线结构进行概念设计,为同类型超导磁体的馈线设计提供了有益的参考。     

装药结构对固体火箭发动机烤燃温度分布的影响

为研究装药结构对固体火箭发动机烤燃特性的影响,以装填HTPE推进剂的固体火箭发动机为研究对象,建立了复合、单孔管形及星孔形3种装药结构的固体发动机烤燃模型。以1和2℃/min的升温速率对小尺寸HTPE推进剂烤燃试样进行烤燃实验,以实验结果为基础,修正了推进剂材料参数。利用Fluent软件对3种装药结构在不同升温速率(β)下的烤燃行为进行了数值模拟。结果表明:装药结构对固体火箭发动机的烤燃响应时间、点火点和快/慢速烤燃的划分都有影响;星孔形装药会导致点火点出现跳跃性变化的临界升温速率效应,而单孔管形装药不存在此现象。在本研究条件下,包含星孔段的复合装药发动机的临界升温速率为0.2℃/min,星孔形装药发动机的临界升温速率为0.3和0.5℃/min,即当0.3℃/min≤β≤0.5℃/min时点火点发生跳跃变化。     

基于LabVIEW的激光器辐射度参数综合测量系统

设计了一套基于LabVIEW的激光辐射度参数综合参数测量系统,实现了激光器辐射度、激光器电压、电流和功率等参数的实时、智能化测量。介绍了该测量系统的设计方法、编程实现方法和测量结果。该系统基于LabVIEW平台开发,具有界面美观、易于操作、自动化程度高等特点。     

固体火箭喷焰红外信号随飞行参数的变化

尾焰红外信号是导弹识别、跟踪技术发展所需的重要参数.本文在利用尾喷焰流场结构的工程经验公式获得尾焰温度、浓度和压力分布的基础上,采用宽带 k 分布模型计算尾喷焰的辐射信号,分析了固体火箭发动机尾喷焰红外辐射信号随飞行参数的变化规律.结果表明:在所选的红外探测器工作谱带区间内,固体火箭发动机尾喷焰积分辐射强度随着喷口处燃气温度、马赫数和喷口燃气压力与大气压力比值的增大而增大,随海拔高度的上升而减小.     

某特种动力发动机模拟器设计方法

以某特种动力发动机试车试验及半实物仿真试验为工程应用背景,采用DSP+FPGA主协处理器方案设计了固体火箭发动机模拟器,实现了某特种动力发动机推力与燃气发生器压强的闭环控制输出,以及特种动力发动机伺服系统特性在半实物仿真中的真实模拟。该发动机模拟器参与了多次的发动机试车试验及半实物仿真试验,验证了该发动机模拟器软硬件的稳定性和可靠性。为某型号发动机试验研究建立起了工程实用的硬件平台。     

利用辐射光谱法在线测量固体火箭推进剂燃烧温度

针对固体火箭发动机恶劣环境下的高温燃烧测量问题,提出了利用辐射光谱法来开展固体火箭推进剂燃烧温度在线测量的方法,采用200～1 100 nm光纤光谱仪测量了高压实验燃烧器下固体火箭推进剂燃烧火焰辐射光谱,总结了其光谱特性,并基于普朗克定律和光谱拟合方法获得了相应的推进剂燃烧温度,这对固体火箭推进剂燃烧诊断与燃烧机理研究具有重要的参考价值。     

用于固体火箭羽焰真温测量的宽量程多光谱高温计

现有的多光谱高温计的测量下限均大于1 173 K(900 ℃),不适用于新型火箭羽焰真温测量范围的要求(900~2 700 K)。为了解决现有的多光谱高温计无法测量1 173 K以下羽焰真温的问题,研制了用于固体火箭发动机羽焰真温测量的宽量程多光谱高温计。该多光谱高温计采用了并联光电探测器阵列相邻像元的方法,并且创建了基于对数函数的900~1 173 K温区的温度标定方法,从而拓宽了高温计的温度测量范围。针对某型号固体火箭发动机羽焰的三个目标点进行了现场测量,实验结果验证了该高温计的有效性。     

利用辐射光谱法在线测量固体火箭推进剂燃烧温度（英文）

针对固体火箭发动机恶劣环境下的高温燃烧测量问题,提出了利用辐射光谱法来开展固体火箭推进剂燃烧温度在线测量的方法,采用200～1 100nm光纤光谱仪测量了高压实验燃烧器下固体火箭推进剂燃烧火焰辐射光谱,总结了其光谱特性,并基于普朗克定律和光谱拟合方法获得了相应的推进剂燃烧温度,这对固体火箭推进剂燃烧诊断与燃烧机理研究具有重要的参考价值。     

采用渐变微小通道的RBCC引射火箭复合冷却数值模拟研究

引射火箭是火箭基组合循环(RBCC)发动机重要组成部分,为RBCC发动机提供大推力的同时承载极高的热载荷。本文设计了火箭推力室复合冷却结构,采用再生和液膜冷却相结合的方式对火箭喉部进行冷却,再生冷却通道在收敛段和扩张段的宽度从微尺度到小尺度渐变分布。采用数值模拟的方法研究了该复合冷却结构耦合传热特性。结果表明:渐变微小通道的设计能够强化喉部换热,液膜冷却能够大幅降低入口及下游热流密度,有效控制壁温。     

一种新的船用捷联惯导系统数字仿真器的设计

以舰船的运动特性为依据,设计了一种新的船用捷联惯导系统数字仿真器;用VC++编程语言设计舰船运动轨迹;建立陀螺仪、加速度计的误差模型;用惯导系统姿态更新、位置更新、速度更新解算的结果与航迹点参数(真值)比较,得到惯导系统误差;应用表明,该仿真器能够灵活地模拟出舰船在不同的运动状态下船用捷联惯导系统的各种导航参数,为研究舰载条件下的捷联惯导系统传递对准技术提供了可靠的试验数据。