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线性回归分析在液体火箭推进剂温度预测中的应用 被引量：4
1
作者 李大鹏 朱平平 +2 位作者 陈士强 潘辉 李若全 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2020年第1期43-47,共5页
为研究液体火箭推进剂温度贴壁式测量替代插入式测量方法,消除推进剂插入式测温方式的隐患,基于一维稳态平板壁面传热学原理,建立理论数学模型,将火箭推进剂液体与壁面、环境大气三者之间换热关系的二元方程问题简化为一元方程问题,采... 为研究液体火箭推进剂温度贴壁式测量替代插入式测量方法,消除推进剂插入式测温方式的隐患,基于一维稳态平板壁面传热学原理,建立理论数学模型,将火箭推进剂液体与壁面、环境大气三者之间换热关系的二元方程问题简化为一元方程问题,采用最小二乘法线性拟合,得出依靠壁面温度拟合推进剂温度的线性关联式。回归分析及实例验证了模型的正确性,并讨论了环境温度与壁面温度偏差等因素对测量精度的影响。结果表明:稳态换热条件下,利用壁温线性拟合推算推进剂温度方法可行,精度满足要求。 展开更多
关键词 液体火箭推进剂 线性回归 最小二乘法 壁面温度
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液体火箭爆炸地面推进剂残余量实验研究 被引量：3
2
作者 陈新华 向四桂 佟连捷 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第2期151-154,共4页
为航天发射场安全技术文件的制定提供推进剂污染方面的数据 ,进行了四氧化二氮 (N2 O4 )和偏二甲肼 (UDMH)爆炸实验研究 ,获得了地面推进剂残余量和毒气扩散的实验测量数据 ,提出的液体火箭爆炸地面上推进剂污染范围和残余量等参数的计... 为航天发射场安全技术文件的制定提供推进剂污染方面的数据 ,进行了四氧化二氮 (N2 O4 )和偏二甲肼 (UDMH)爆炸实验研究 ,获得了地面推进剂残余量和毒气扩散的实验测量数据 ,提出的液体火箭爆炸地面上推进剂污染范围和残余量等参数的计算公式可以用于工程估算。 展开更多
关键词 液体火箭推进剂 推进剂爆炸 推进剂污染 偏二甲肼 四氧化二氮 残余量
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液体推进剂运载火箭爆炸热过程特性试验研究
3
作者 王振国 鄢小清 +1 位作者 刘昆 张育林 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1996年第5期18-22,共5页
详细描述了液体火箭推进剂（Ｎ２Ｏ４／ＵＤＭＨ）爆炸试验装置及其爆炸热过程特性测量。通过５０ｋｇ、１００ｋｇ、３００ｋｇ三种不同推进剂总质量的爆炸试验，得到了推进剂爆炸火球内部温度场、辐射温度场、辐射热流场和火球直径等... 详细描述了液体火箭推进剂（Ｎ２Ｏ４／ＵＤＭＨ）爆炸试验装置及其爆炸热过程特性测量。通过５０ｋｇ、１００ｋｇ、３００ｋｇ三种不同推进剂总质量的爆炸试验，得到了推进剂爆炸火球内部温度场、辐射温度场、辐射热流场和火球直径等热过程特性参数。还分析了热过程特性参数随推进剂总质量、时间和空间位置的变化规律。 展开更多
关键词 液体火箭推进剂 推进剂爆炸 爆炸性能
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液体推进剂火箭爆炸毒源强度研究
4
作者 胡世祥 车著明 佘春东 《宇航学报》 EI CSCD 北大核心 2000年第4期134-139,共6页
在国内外研究液体推进剂爆炸火球生长规律的基础上[1 4 ,6] ,建立了火箭爆炸事故所形成的火球的生长规律、空气卷入量和N2 O4 富余量的数学模型。利用已有的蒸发理论[5] ,探讨了火箭发射事故毒源强度及其衰减的计算数学模型。文中所建... 在国内外研究液体推进剂爆炸火球生长规律的基础上[1 4 ,6] ,建立了火箭爆炸事故所形成的火球的生长规律、空气卷入量和N2 O4 富余量的数学模型。利用已有的蒸发理论[5] ,探讨了火箭发射事故毒源强度及其衰减的计算数学模型。文中所建的数学模型 。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭 爆炸事故 火球生成 毒源强度
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液体推进剂爆炸理论与实验研究 被引量：12
5
作者 陈新华 张智 +2 位作者 王振国 鄢小清 刘昆 《爆炸与冲击》 EI CAS CSCD 北大核心 1996年第1期31-40,共10页
建立了自燃液体火箭推进剂爆炸热辐射效应和冲击波特性理论模型，介绍了实验研究的方法，给出了Ｎ２Ｏ４／ＵＤＭＨ液体推进剂爆炸产生的火球直径、火球温度、火球辐射热流、爆炸冲击波超压值等参数计算与实验观测结果，结果表明计算结... 建立了自燃液体火箭推进剂爆炸热辐射效应和冲击波特性理论模型，介绍了实验研究的方法，给出了Ｎ２Ｏ４／ＵＤＭＨ液体推进剂爆炸产生的火球直径、火球温度、火球辐射热流、爆炸冲击波超压值等参数计算与实验观测结果，结果表明计算结果与实验观测结果吻合。由Ｎ２Ｏ４／ＵＤＭＨ液体火箭推进剂爆炸产生的火球最大直径Ｄｍａｘ和火球持续时间ｔ０是推进剂总重量Ｗ０的函数，根据实验数据整理的函数关系式：利用该理论模型预测了大型Ｎ２Ｏ４／ＵＤＭＨ组元液体推进剂运载火箭发生爆炸事故产生的上述参数，以及热辐射和冲击波不发生破坏和危害的安全距离。该计算模型可为载人航天器逃逸系统及航天靶场设计提供理论数据。 展开更多
关键词 液体火箭推进剂 爆炸 热辐射 冲击波
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模糊模式识别技术在液体推进剂火箭发动机故障诊断中的应用
6
作者 高正明 张炜 +1 位作者 马宝民 赵娟 《振动工程学报》 EI CSCD 北大核心 2004年第z1期415-418,共4页
为了达到精确诊断火箭发动机故障的目的,通过对数据进行归一化处理并采用择近原则进行火箭发动机故障诊断识别研究,采用样板法构造隶属函数,运用最大隶属度原则的模糊模式识别方法识别效果的手段,得到一种具有较高识别率的故障模式识别... 为了达到精确诊断火箭发动机故障的目的,通过对数据进行归一化处理并采用择近原则进行火箭发动机故障诊断识别研究,采用样板法构造隶属函数,运用最大隶属度原则的模糊模式识别方法识别效果的手段,得到一种具有较高识别率的故障模式识别方法. 展开更多
关键词 模式识别 模糊数学 液体推进剂火箭发动机 故障诊断
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推进剂供应管路内液体瞬变流一维有限元计算 被引量：19
7
作者 程谋森 刘昆 张育林 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第4期12-15,共4页
将液路计算中偏微分方程模型化成有限阶数的常微分方程组 ,由一维液体瞬变管流方程的特征线差分格式 ,提出了一种计算管腔互联结构形式的液体推进剂供应管路中瞬变流的一维有限元方法 ,它兼有特征线方法的特点。数值计算表明对单根等截... 将液路计算中偏微分方程模型化成有限阶数的常微分方程组 ,由一维液体瞬变管流方程的特征线差分格式 ,提出了一种计算管腔互联结构形式的液体推进剂供应管路中瞬变流的一维有限元方法 ,它兼有特征线方法的特点。数值计算表明对单根等截面圆管阀门关断问题的计算结果与特征线方法计算结果吻合。利用本文方法计算了一个模型发动机的脉冲工况动态过程 ,取得了很好的效果。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭发动机 推进剂输送 瞬变流计算
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液体火箭发动机系统瞬变过程模块化建模与仿真 被引量：29
8
作者 刘昆 张育林 程谋森 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第5期401-405,共5页
为对发动机研制过程中多种试验方案进行仿真预示和对发动机进行结构优化,研究了液体火箭发动机系统瞬变过程模块化建模与仿真方法。提出了流体管道系统的管道 体积模块化分解方法,将组成发动机系统的典型元部件划分为21个模块,并建立了... 为对发动机研制过程中多种试验方案进行仿真预示和对发动机进行结构优化,研究了液体火箭发动机系统瞬变过程模块化建模与仿真方法。提出了流体管道系统的管道 体积模块化分解方法,将组成发动机系统的典型元部件划分为21个模块,并建立了仿真数学模型。提出了一种描述模块元件及其连接关系的系统组态矩阵,以及模块的组合连接方法和组合系统的仿真计算方法。在此基础上,研制了分级燃烧循环液氧 液氢发动机系统瞬变过程的模块化建模与仿真软件(LRETMMSS),建立了某型号液氧 液氢补燃发动机的半系统试验的仿真计算模型,进行了仿真计算,计算结果与实验数据吻合。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭发动机 模块化设计 数学模型 仿真
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液体火箭发动机一种通用模块化仿真方法 被引量：17
9
作者 魏鹏飞 吴建军 +1 位作者 刘洪刚 陈启智 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第2期147-150,共4页
为了研制一种较为通用的液体火箭发动机工作过程的仿真软件, 依据模块化建模思想, 建立发动机各组件的Simulink仿真模块。根据发动机系统中各组件之间的参数信号传递关系, 连接各模块的相应输入输出端口即形成整个发动机系统的仿真模型... 为了研制一种较为通用的液体火箭发动机工作过程的仿真软件, 依据模块化建模思想, 建立发动机各组件的Simulink仿真模块。根据发动机系统中各组件之间的参数信号传递关系, 连接各模块的相应输入输出端口即形成整个发动机系统的仿真模型。对某型发动机的起动过程进行仿真计算, 结果表明这种模块化的建模仿真方法易操作, 较通用。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭发动机 模块化设计 仿真模型 数值仿真
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液体火箭发动机推力室冷却通道传热优化计算 被引量：9
10
作者 吴峰 王秋旺 +2 位作者 罗来勤 曾敏 孙纪国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期197-200,共4页
采用标准k-ε两方程湍流模型对液体火箭发动机推力室再生冷却通道三维湍流流动与传热过程进行了数值预测,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化,通过两种优化方案来改变推力室冷却通道的深宽比。方案一为保... 采用标准k-ε两方程湍流模型对液体火箭发动机推力室再生冷却通道三维湍流流动与传热过程进行了数值预测,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化,通过两种优化方案来改变推力室冷却通道的深宽比。方案一为保持冷却通道的深度及肋宽不变,通过改变推力室壁面通道个数来改变通道的深宽比,方案二为保持通道数目不变,通过增加或降低通道高度来改变通道的深宽比。以此计算在不同通道深宽比下推力室壁面的传热特性,并进行了优化分析。计算结果表明:存在着一个最佳冷却通道个数,使得推力室壁面再生冷却效果达到最佳;在相同质量流量下,降低通道高度能够强化推力室传热,但同时增加了进出口压差。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭发动机 湍流模型 推力室 再生冷却 通道 优化分析
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基于小波理论的液体火箭发动机试验数据噪声处理 被引量：5
11
作者 杨雪 张振鹏 +2 位作者 赵学军 杨安元 刘廷 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第4期294-298,共5页
为消除液体火箭发动机地面试验中的稳态测量参数测量信号中各种噪声和干扰的影响,减少测量数据试验偏差,保证试验数据的正常使用,针对液体火箭发动机地面试验的压力、流量、转速、温度等分析了相邻算术平均法、Savitzky-Golay滤波器、FF... 为消除液体火箭发动机地面试验中的稳态测量参数测量信号中各种噪声和干扰的影响,减少测量数据试验偏差,保证试验数据的正常使用,针对液体火箭发动机地面试验的压力、流量、转速、温度等分析了相邻算术平均法、Savitzky-Golay滤波器、FFT低通滤波器和小波降噪方法对试验数据的处理效果,提出了运用小波分析的方法处理液体火箭发动机地面试验稳态测量参数数据,给出了小波降噪的模型和处理步骤。结果表明,小波分析方法能够同时完成稳态过程和工况变化时刻的测量数据分析处理,非常适合液体火箭发动机的试验数据处理。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭发动机 数据处理 滤波器 小波分析^+
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液体火箭发动机数值模拟的计算模型建立方法 被引量：8
12
作者 李家文 张黎辉 张振鹏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第5期363-365,共3页
提出了一种较为简单、灵活的用于液体火箭发动机数值模拟的计算模型建立方法,不需要改变编写过的软件,只要建立相应的输入文件,就可以对新的发动机方案进行研究。和其它方法相比,所建立的计算模型不是以发动机部件为基本单位,而是基于... 提出了一种较为简单、灵活的用于液体火箭发动机数值模拟的计算模型建立方法,不需要改变编写过的软件,只要建立相应的输入文件,就可以对新的发动机方案进行研究。和其它方法相比,所建立的计算模型不是以发动机部件为基本单位,而是基于数学模型中的方程。利用该方法编写了发动机静态特性仿真软件,并对一个气氧 酒精试验台作了静态特性和稳态故障仿真。结果表明,仿真软件使用灵活,计算量小,求解速度快。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭发动机 数值仿真 数学模型 仿真模型
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液体火箭发动机推力室冷却通道流动与传热数值研究 被引量：10
13
作者 吴峰 王秋旺 +1 位作者 罗来勤 孙纪国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第5期389-393,共5页
采用气固耦合算法对液体火箭发动机推力室再生冷却通道的流动与传热过程进行了三维湍流流动与传热数值模拟,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化。应用大涡模拟及标准k-ε双方程模型两种湍流模型分别进行数... 采用气固耦合算法对液体火箭发动机推力室再生冷却通道的流动与传热过程进行了三维湍流流动与传热数值模拟,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化。应用大涡模拟及标准k-ε双方程模型两种湍流模型分别进行数值模拟,详细揭示了再生冷却通道固体区和流体区内的速度场和温度场,并在不同的计算网格数目下对两种湍流模型的计算结果进行了对比。结果表明,在相同的网格条件下,标准k-ε双方程模型与实验数据的吻合精度比大涡模拟模型更好,且满足工程计算精度。随着网格数的增加,大涡模拟的计算精度逐渐得到改善。 展开更多
关键词 气固耦合算法 液体推进剂火箭发动机 推力燃烧室 再生冷却 通道 湍流模型
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一种火箭推进系统非线性动态神经网络模型 被引量：11
14
作者 杨尔辅 徐用懋 张振鹏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第1期50-53,共4页
为了获得实时、准确、可靠的液体火箭推进系统非线性动态模型 ,使其适用于控制系统的设计和故障检测与诊断 ,基于RBF (RadialBasisFunction)神经网络理论和系统工作机理 ,综合考虑了系统的动态信息 ,适当选择了输入输出参数 ,建立了一... 为了获得实时、准确、可靠的液体火箭推进系统非线性动态模型 ,使其适用于控制系统的设计和故障检测与诊断 ,基于RBF (RadialBasisFunction)神经网络理论和系统工作机理 ,综合考虑了系统的动态信息 ,适当选择了输入输出参数 ,建立了一种多输入多输出的液体火箭推进系统非线性动态模型。模型的输出与实际试车结果的对比分析表明 ,模型的计算时间短、实时性强、精度高 ,可用于液体火箭推进系统的实时状态监控、故障诊断及控制系统设计等。 展开更多
关键词 动态模型 神经网络 液体推进剂火箭发动机 推进系统 非线性 人工神经元网络
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模态区间方法在液体火箭发动机系统仿真中的应用 被引量：3
15
作者 樊久铭 申研 +1 位作者 张旻澍 邹经湘 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期193-196,共4页
模型简化和系统参数的不确定性导致基于定量模型的液体火箭发动机仿真结果与系统的真实行为存在差异。利用模态区间分析方法对系统进行仿真,得到的结果为一包含系统真实行为的包络线,它是系统真实行为区间的优化。通过对某泵压式液体火... 模型简化和系统参数的不确定性导致基于定量模型的液体火箭发动机仿真结果与系统的真实行为存在差异。利用模态区间分析方法对系统进行仿真,得到的结果为一包含系统真实行为的包络线,它是系统真实行为区间的优化。通过对某泵压式液体火箭发动机稳态工作过程的模态区间仿真计算,证明模态区间分析方法对复杂动态系统建模仿真是有效的。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭发动机 模态区间 包络线 仿真
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喷雾特性对液体火箭发动机燃烧稳定性的影响 被引量：16
16
作者 聂万胜 庄逢辰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第3期56-59,共4页
用数值方法研究了一甲基肼 /四氧化二氮自燃推进剂 (MMH/ NTO)喷雾液滴直径对火箭发动机燃烧稳定性的影响。从喷雾特性对蒸发速率的影响规律出发 ,发展了喷雾液滴大小影响蒸发速率的物理模型。以蒸发作为燃烧速率控制过程 ,由 MMH的分... 用数值方法研究了一甲基肼 /四氧化二氮自燃推进剂 (MMH/ NTO)喷雾液滴直径对火箭发动机燃烧稳定性的影响。从喷雾特性对蒸发速率的影响规律出发 ,发展了喷雾液滴大小影响蒸发速率的物理模型。以蒸发作为燃烧速率控制过程 ,由 MMH的分解蒸发速率来控制。用蒸发和分解的时滞分析了燃烧不稳定性 ,应用 CFD技术发展了评定燃烧稳定性的脉冲枪模型 ,得到了对燃烧振荡的敏感分析 。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭发动机 流体喷射 燃烧稳定性
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液体火箭发动机推力室粘性流场数值模拟和实验验证 被引量：4
17
作者 费继友 俞炳丰 +2 位作者 张杰 夏学礼 高强 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第4期292-295,共4页
运用耦合点隐式方法的MacCormak两步差分格式结合k ε湍流模型求解肼类燃料发动机推力室中的粘性化学反应流动。化学反应采用17种组分,12个主要反应的有限速率的化学反应模型,得到了流动参数在推力室中的分布情况。其结果同理论分析的... 运用耦合点隐式方法的MacCormak两步差分格式结合k ε湍流模型求解肼类燃料发动机推力室中的粘性化学反应流动。化学反应采用17种组分,12个主要反应的有限速率的化学反应模型,得到了流动参数在推力室中的分布情况。其结果同理论分析的相一致,最后用实验验证了用数值模拟方法的正确性,研究结果对发动机的设计、性能和理论研究具有重要的实际意义和参考价值。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭发动机 流动分布 数值仿真 推力燃烧室 纳维尔.斯托克斯方程
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液体火箭发动机涡轮泵状态监测与故障诊断系统研究 被引量：10
18
作者 于潇 廖明夫 赵冲冲 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2002年第4期54-58,共5页
针对火箭发动机地面试车时间短、工作转速高且重复性不好的特点 ,根据实时性、有效性、可靠性、开放性与通用性的系统设计原则 ,研制了火箭发动机涡轮泵状态监测与故障诊断系统—— TCMD2 0 0 0。该系统采用并行冗余结构 ,保证同步整周... 针对火箭发动机地面试车时间短、工作转速高且重复性不好的特点 ,根据实时性、有效性、可靠性、开放性与通用性的系统设计原则 ,研制了火箭发动机涡轮泵状态监测与故障诊断系统—— TCMD2 0 0 0。该系统采用并行冗余结构 ,保证同步整周期采样的同时 ,实现了高速连续数据采集和存储 ,并应用了进动分析方法提高故障诊断的准确性。对 TCMD2 0 0 0系统进行了发动机试车故障监测考核 ,结果表明 ,所研制的 TCMD2 0 0 0系统达到了设计指标 ,适合火箭发动机的状态监测与故障诊断。在发动机研制过程中 。 展开更多
关键词 涡轮泵 故障诊断 液体推进剂火箭发动机 状态监测
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液体推进系统充填过程的有限元状态变量模型 被引量：16
19
作者 刘昆 张育林 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第1期19-21,共3页
研究了常温推进剂液体火箭发动机充填过程的建模问题。对推进剂充填管道系统进行有限元分割 ,应用基本守恒定律于充满推进剂的单元和充满气体的单元 ,两相单元则采用等效流容方程 ,建立了常温推进剂管道系统充填过程的有限元状态变量模... 研究了常温推进剂液体火箭发动机充填过程的建模问题。对推进剂充填管道系统进行有限元分割 ,应用基本守恒定律于充满推进剂的单元和充满气体的单元 ,两相单元则采用等效流容方程 ,建立了常温推进剂管道系统充填过程的有限元状态变量模型。模型面向液体推进系统动态过程控制与通用仿真。利用该模型 ,对一管道充填过程进行了仿真计算 ,给出了有关计算结果。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭发动机 推进剂输送 管流 有限元法 状态空间法 仿真 供应管道系统 充填
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液体火箭纵向耦合振动特性的快速求解方法 被引量：6
20
作者 徐得元 郝雨 +3 位作者 杨琼梁 刘锦凡 柳征勇 唐国安 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第1期21-27,共7页
针对POGO稳定性分析方法中矩阵法难以进行特征值求解这一问题,在其基础上对扰动力的阻抗函数矩阵进行有理多项式逼近,采用引入辅助变量的技术,将结构与推进耦合系统的控制方程等效地变换成与结构动力学方程一致的形式,因此可以通过快速... 针对POGO稳定性分析方法中矩阵法难以进行特征值求解这一问题,在其基础上对扰动力的阻抗函数矩阵进行有理多项式逼近,采用引入辅助变量的技术,将结构与推进耦合系统的控制方程等效地变换成与结构动力学方程一致的形式,因此可以通过快速求解矩阵特征值来确定耦合系统的动力学特性,判断系统的稳定性。经过验证,此方法不仅求解快速,且具有很高的精度。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭 推进与结构耦合振动 纵向耦合振动 有理多项式逼近 矩阵特征值
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