液体姿轨控发动机高空模拟试验测量系统的设计与评估 被引量：1

1

作者 徐勇 郭红杰 +3 位作者 何允钦 黄俊杰 超力德 梁国柱 《宇航学报》 CSCD 北大核心 2024年第12期2038-2052,共15页

为了提高液体姿轨控发动机高空模拟试验测量系统的性能,归纳提出了液体火箭发动机高空模拟试验测量系统一般性设计方法和完善的测量系统综合静态特性评估方法。设计了基于客户/服务器模式的液体姿轨控发动机中高空模拟试验测量系统,并... 为了提高液体姿轨控发动机高空模拟试验测量系统的性能,归纳提出了液体火箭发动机高空模拟试验测量系统一般性设计方法和完善的测量系统综合静态特性评估方法。设计了基于客户/服务器模式的液体姿轨控发动机中高空模拟试验测量系统,并对系统主要性能进行了评估。该系统拥有96路高精度速变参数测量、72路缓变参数测量、8路振动参数测量的能力;研制了一种测量信号调理电路以提高硬件的功能完备性和适应性。现场校准结果显示,速变参数和缓变参数测量通道的总不确定度分别是0.057%±0.009%与0.19%±0.032%,准确度等级范围分别是0.05~0.1级和0.15~0.4级;测量关键部位的真空度、流量、压力、温度和推力等参数的通道与传感/变送器的扩展不确定度分别是0.51%、0.14%、0.22%、0.51%和0.10%。经试验,真空舱真空度、推进剂流量、室压、推进剂温度和推力等关键参数的实际扩展不确定度分别为0.078%、0.12%、0.033%、0.26%和0.028%,表明测量硬件和测量软件满足液体姿轨控发动机高空模拟试验参数的高精度测量需求。本研究可为其它试验需求的液体火箭发动机试验测量系统设计提供参考。 展开更多

关键词 液体姿轨控发动机 高空模拟试验 测量系统 设计与评估

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轨/姿控发动机脉冲后效冲量快速算法的研究及应用 被引量：8

2

作者 张伟 陈锋 +1 位作者 马军强 刘帅 《火箭推进》 CAS 2012年第1期51-56,共6页

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... 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。 展开更多

关键词 轨/姿控发动机 高空模拟试验 脉冲工作模式 后效冲量 快速计算

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自增压系统在轨姿控动力系统中的应用 被引量：7

3

作者 邹宇 李平 《火箭推进》 CAS 2010年第2期15-19,共5页

自增压轨姿控动力系统结合了涡轮泵压式火箭发动机的高性能、轻质量和挤压式推进系统的可重复启动能力。降低贮箱压力和减少惰性气体用量的同时,通过采用紧凑的高压推力室减少了其他组件的结构尺寸和重量。介绍了自增压系统在轨姿控动... 自增压轨姿控动力系统结合了涡轮泵压式火箭发动机的高性能、轻质量和挤压式推进系统的可重复启动能力。降低贮箱压力和减少惰性气体用量的同时,通过采用紧凑的高压推力室减少了其他组件的结构尺寸和重量。介绍了自增压系统在轨姿控动力系统的应用优势、技术特点、工作原理和目前的技术发展情况,分析了相应的关键技术,并基于目前技术基础,展望了发展的必要性和技术策略及途径。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 轨姿控动力系统 轻质 系统设计

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差动活塞式燃气自增压系统参数设计方法 被引量：4

4

作者 方忠坚 刘洌 梁国柱 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第1期61-70,共10页

针对基于单组元肼类物质为工质的液体姿轨控发动机差动活塞式燃气自增压系统,分析了系统的工作原理,提出了系统的参数设计方法,建立了系统的参数设计流程,给出了系统的起动压力计算模型和自锁状态计算方法,并进行了实例研究。结果表明:... 针对基于单组元肼类物质为工质的液体姿轨控发动机差动活塞式燃气自增压系统,分析了系统的工作原理,提出了系统的参数设计方法,建立了系统的参数设计流程,给出了系统的起动压力计算模型和自锁状态计算方法,并进行了实例研究。结果表明:系统最低起动压力与压力放大贮箱气体腔初始体积、活塞摩擦力和推进剂贮箱初始气垫体积直接相关;系统自锁后,推进剂贮箱压力的设计状态受推进剂贮箱所允许的最大压力上偏差和流量调节器与推进剂贮箱间的压降所约束;推进剂贮箱的工作压力范围是可以根据需要通过燃气自增压系统的设计来保证的。 展开更多

关键词 差动活塞 燃气自增压系统 液体姿轨控发动机 单组元 参数设计

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姿控发动机布局方式优化分析 被引量：2

5

作者 胡小平 王中伟 +1 位作者 张为华 王振国 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 1997年第2期5-9,共5页

在液体推进剂动力系统质量模型的基础上，针对采用双组元推进剂和挤压式输送系统的小推力空间飞行器姿控发动机，在控制总冲量和总冲量矩相同的情况下。

关键词 液体火箭发动机 布局 优化 姿态发动机

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液体轨控发动机真空矢量推力现场校准影响因素分析 被引量：2

6

作者 李志勋 王宏亮 +1 位作者 赵曙 刘丽宁 《载人航天》 CSCD 北大核心 2019年第6期715-719,748,共6页

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... 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。 展开更多

关键词 液体轨控发动机 真空环境 矢量推力 现场校准 自动校准

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差动活塞式热气自增压系统静态特性仿真研究 被引量：2

7

作者 方忠坚 刘洌 梁国柱 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第3期538-546,共9页

为了深入理解液体姿轨控发动机差动活塞式热气自增压系统的特点,依据增压系统平衡条件,采用集中参数法构建了系统的静态特性计算模型,研究了系统主要参数对系统状态和增压性能以及对系统自锁压力的影响规律。研究结果表明:系统增压气体... 为了深入理解液体姿轨控发动机差动活塞式热气自增压系统的特点,依据增压系统平衡条件,采用集中参数法构建了系统的静态特性计算模型,研究了系统主要参数对系统状态和增压性能以及对系统自锁压力的影响规律。研究结果表明:系统增压气体流量朝着推进剂贮箱压力变化相反的方向而变化,起到调节和稳定推进剂贮箱压力的作用;燃气发生器毛细管参数的变化主要对系统增压流量造成影响,与长度相比,其内径变化对系统状态参数的影响作用更大;当压力放大比在设计值附近[-7.3%,+9.6%]变化时,系统稳态工作增压气体流量偏差保持在[-5%,0%]内;流量调节器结构参数的微小变动会引起增压气体流量的较大变化。 展开更多

关键词 液体姿轨控发动机 自动增压系统 静态特性 系统平衡 流量调节器

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液体姿控发动机76 km高空模拟试验系统性能仿真 被引量：2

8

作者 卫强 梁国柱 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第9期1779-1788,共10页

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... 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。 展开更多

关键词 高空模拟试验 试验系统 液体姿控发动机 系统仿真 脉冲试验

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新型活塞泵增压轨/姿控发动机系统方案研究 被引量：7

9

作者 李淑艳 肖明杰 +2 位作者 李晓瑾 郑小鹏 董万峰 《火箭推进》 CAS 2012年第1期12-16,26,共6页

介绍了国外新型活塞泵增压轨/姿控发动机系统发展现状,提出了一种新型活塞泵增压轨/姿控发动机系统方案,介绍了新型活塞泵增压轨/姿控发动机系统特点并分析了新型发动机系统关键技术,开展了新型活塞泵增压轨/姿控发动机系统研究,掌握了... 介绍了国外新型活塞泵增压轨/姿控发动机系统发展现状,提出了一种新型活塞泵增压轨/姿控发动机系统方案,介绍了新型活塞泵增压轨/姿控发动机系统特点并分析了新型发动机系统关键技术,开展了新型活塞泵增压轨/姿控发动机系统研究,掌握了主要组件设计技术,获得了活塞泵增压系统仿真特性。 展开更多

关键词 活塞泵 增压系统 轨/姿控发动机

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液体姿轨控发动机贮箱自动增压仿人智能控制研究 被引量：3

10

作者 刘洌 卫强 梁国柱 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第7期1652-1661,F0002,共11页

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... 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。 展开更多

关键词 液体姿轨控发动机 自动增压 仿人智能控制 冷流实验 发动机试验

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差动活塞式热气自增压系统方案研究 被引量：1

11

作者 方忠坚 林倩 +3 位作者 陈芳浩 王远 宇文雷 罗莉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第12期2780-2788,共9页

针对液体姿轨控发动机差动活塞式热气自增压系统,设计了间接比对式、直接比对式和电磁阀控制式等三种方案,分析了系统工作原理,建立了动态仿真模型,进行了动态特性研究,并分析了各方案技术特点。研究结果表明:间接比对式系统起动药量为2... 针对液体姿轨控发动机差动活塞式热气自增压系统,设计了间接比对式、直接比对式和电磁阀控制式等三种方案,分析了系统工作原理,建立了动态仿真模型,进行了动态特性研究,并分析了各方案技术特点。研究结果表明:间接比对式系统起动药量为2.64g,起动时间为0.688s,系统自锁时贮箱压力为7.58MPa,偏离额定值9.86%,可预包装设计。直接比对式系统起动药量为2.43g,起动响应时间为0.573s,推进剂贮箱最大工作压力为7.09MPa,偏离额定值2.75%。该方案引入了阀芯杆处热滑动密封及流量调节器气液腔隔离面的热隔离防护需求,热控要求高,技术难度较大,可预包装设计。电磁阀控制式系统起动药量小(2.43g),起动迅速(0.438s),推进剂贮箱工作压力稳定,测控的引入有功耗需求,并增大了系统体积和质量,不能进行独立的预包装设计。 展开更多

关键词 差动活塞式热气自增压系统 液体姿轨控发动机 方案 动态特性 流量调节器

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轨姿控液体火箭发动机水击仿真模拟 被引量：19

12

作者 张峥岳 康乃全 《火箭推进》 CAS 2012年第3期12-16,共5页

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... 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。 展开更多

关键词 轨姿控液体火箭发动机 水击 仿真 AMESIM

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液氧/液甲烷姿控发动机点火技术研究 被引量：6

13

作者 潘一力 周海清 +1 位作者 吉林 许宏博 《火箭推进》 CAS 2019年第4期16-25,共10页

液氧/液甲烷推进剂组合具有高比冲性能以及其他优异的综合使用性能,已经成为未来空间化学推进的重要发展方向之一。点火技术作为液氧/液甲烷姿控发动机的重大关键技术,对发动机可靠启动、响应特性、脉冲一致性等关键指标具有重要影响。... 液氧/液甲烷推进剂组合具有高比冲性能以及其他优异的综合使用性能,已经成为未来空间化学推进的重要发展方向之一。点火技术作为液氧/液甲烷姿控发动机的重大关键技术,对发动机可靠启动、响应特性、脉冲一致性等关键指标具有重要影响。欧美国家已经开展系统以及相关组件的预先研究,其中美国已经完成了系统级的地面自由飞行试验。国内也已开展了低温推进系统技术论证,并开展了主发动机、姿控发动机以及点火器、低温贮箱、低温阀门等关键组件的研发。针对液氧/液甲烷低温推进剂组合进行了点火技术分析筛选和试验研究,验证了电火花点火与激光诱导等离子点火两种方案的原理可行性。试验表明在入口条件从气态到液态的宽广范围内两种方案均能实现可靠、可重复点火,两种点火方式对于LOx/LCH4发动机均原理可行。试验得出可靠点火的火花能量边界特性、混合比边界特性、响应特性以及脉冲特性,为后续液氧甲烷发动机设计提供依据。 展开更多

关键词 液氧/液甲烷 电点火 激光点火 姿控发动机

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中国液体火箭发动机发展之我见 被引量：2

14

作者 朱宁昌 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1990年第3期5-9,共5页

本文试图根据运载火箭和航天器的需要来分析液体火箭推进技术的发展趋势。简要介绍长征运载火箭液体推进系统的现状和技术进展。对各种型式的液体火箭发动机的发展途径进行讨论。

关键词 火箭发动机 火箭 液体推进系统

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液氧/甲烷轨姿控推进系统集成演示试验 被引量：2

15

作者 程诚 周海清 +3 位作者 田桂 熊靖宇 周国峰 曾夜明 《火箭推进》 CAS 2023年第3期56-68,共13页

为验证液氧/甲烷轨姿控一体化推进系统涉及的主要关键技术和安全操作流程,上海空间推进研究所研制了国内首款氦气恒压挤压式液氧甲烷推进系统演示样机。历时3年,演示样机于2021年底顺利完成多轮次地面热试车考核,系统运行平稳,轨/姿控... 为验证液氧/甲烷轨姿控一体化推进系统涉及的主要关键技术和安全操作流程,上海空间推进研究所研制了国内首款氦气恒压挤压式液氧甲烷推进系统演示样机。历时3年,演示样机于2021年底顺利完成多轮次地面热试车考核,系统运行平稳,轨/姿控发动机工作协调、产品状态良好。介绍了演示样机的设计方案、研制历程和集成演示试验结果,以及轨/姿控发动机的设计与试验情况。液氧甲烷推进系统累计完成48次/约6000 s系统冷/热态试验考核,配套的5 kN轨控发动机累计完成点火工作40次/1860 s,配套的150 N/25 N姿控发动机累计完成稳态工作1690 s/脉冲点火约1250次。演示样机热试车的成功,标志着我国液氧甲烷空间推进系统实现了从“0”到“1”的突破,为后续型号工程应用奠定了基础,也为我国液体空间动力的升级换代和可持续发展提供了有力支撑。 展开更多

关键词 空间推进系统 液氧/甲烷 轨控发动机 姿控发动机 热试车

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微小型双组元姿控发动机技术研究 被引量：1

16

作者 刘志泉 叶超 林庆国 《火箭推进》 CAS 2014年第4期1-6,共6页

高性能微小型液体双组元姿控发动机具有冲量小、响应快、质量轻、尺寸小等特点,可为微小卫星等航天器实现在轨精确姿态控制,延长在轨工作寿命以及轻小型化等方面的应用提供技术基础。本文以5 N微小型双组元液体火箭发动机为例,从微小型... 高性能微小型液体双组元姿控发动机具有冲量小、响应快、质量轻、尺寸小等特点,可为微小卫星等航天器实现在轨精确姿态控制,延长在轨工作寿命以及轻小型化等方面的应用提供技术基础。本文以5 N微小型双组元液体火箭发动机为例,从微小型喷注器设计、微小型阀门设计、微小尺寸构件成型技术、热相容设计等方面,详细介绍了上海空间推进研究所在微小型双组元发动机设计及制备方面取得的进展和成果,提出了该项目的后续研制计划。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 微小型双组元姿控发动机 喷注器设计

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四氧化二氮/一甲基肼推力室研制

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作者 朱林根 钟明理 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1990年第4期29-32,共4页

本文主要介绍90N和490N两种四氧化二氮/一甲基肼推力室的设计及试验概况.

关键词 液体推进剂 火箭发动机 姿态控制 推力室

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