航天地面测试系统软件国产化设计 被引量：8

1

作者 李朝凤 姚静波 +1 位作者 辛朝军 解维奇 《兵工自动化》 2017年第11期43-47,共5页

为解决航天地面测试系统中国外产品带来的安全隐患,设计一套基于国产麒麟操作系统的航天地面测试系统。在对该系统工作原理分析的基础上,利用QT开发工具设计麒麟系统下的测试系统软件,针对测试数据快速存储及采集卡驱动设计等关键技术,... 为解决航天地面测试系统中国外产品带来的安全隐患,设计一套基于国产麒麟操作系统的航天地面测试系统。在对该系统工作原理分析的基础上,利用QT开发工具设计麒麟系统下的测试系统软件,针对测试数据快速存储及采集卡驱动设计等关键技术,提出数据库+二进制文件的数据存储和驱动程序开发方法,并进行系统功能测试。测试结果表明:该系统性能可靠,实时性满足航天地面测试需求。 展开更多

关键词 航天测试 国产化 测试系统 关键技术

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多喷管液体火箭动力系统尾焰冲击特性研究 被引量：10

2

作者 乔野 聂万胜 +2 位作者 吴高杨 蔡红华 丰松江 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第3期498-503,共6页

为深入研究多喷管液体火箭动力系统尾焰冲击特性,以由多喷管液体火箭动力系统构成的发射平台为研究对象,采用三维N-S方程描述尾焰冲击流动过程,采用Realizable k-ε湍流模型封闭流动方程组,并运用压力的隐式算子分割(PISO)算法进行求解... 为深入研究多喷管液体火箭动力系统尾焰冲击特性,以由多喷管液体火箭动力系统构成的发射平台为研究对象,采用三维N-S方程描述尾焰冲击流动过程,采用Realizable k-ε湍流模型封闭流动方程组,并运用压力的隐式算子分割(PISO)算法进行求解,得到了火箭动力系统尾焰对不同导流面导流槽的冲击流场参数。结果表明:导流面上受冲击影响最大的是沿喷管轴线方向的正冲击区域,且助推器尾焰对导流面的冲击效应相比于芯级更加强烈。锥形导流面对多喷管动力系统尾焰具有很好的引射和导流作用,相比于楔形导流面更能降低尾焰的冲击影响,但会在流场中形成漩涡并卷吸高温燃气,可能对发射系统造成破坏,需要增加相应的热防护措施。 展开更多

关键词 多喷管 液体火箭发动机 尾焰 导流槽 冲击

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基于故障树的目标航天器在轨故障定位 被引量：9

3

作者 邢晓辰 蔡远文 +2 位作者 程龙 孙建 李伟 《兵工自动化》 2013年第10期71-75,共5页

针对目标航天器在轨运行时极易发生故障的问题,采用故障树分析方法对目标航天器实施在轨故障定位研究。介绍故障树的基本概念和故障树分析原理,给出在轨故障定位故障树的构建和实施步骤,以某型号卫星电源系统对星上负载的供电故障为例... 针对目标航天器在轨运行时极易发生故障的问题,采用故障树分析方法对目标航天器实施在轨故障定位研究。介绍故障树的基本概念和故障树分析原理,给出在轨故障定位故障树的构建和实施步骤,以某型号卫星电源系统对星上负载的供电故障为例进行验证。结果表明:该方法是可行的,为后续在轨故障检测活动的开展奠定基础。 展开更多

关键词 目标航天器 故障检测 故障定位 故障树

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基于CREAM的航天发射场人因可靠性定量分析方法 被引量：6

4

作者 马昕晖 姜曙 尚晨 《兵工自动化》 2016年第9期10-16,共7页

为准确得到航天发射场人因失误概率,以我国航天发射场安全评估为背景,基于认知可靠性和失误分析方法,开展航天发射场人因可靠性定量分析方法研究。结合航天发射场特点对共同绩效条件(common performance condition,CPC)进行改进,采用模... 为准确得到航天发射场人因失误概率,以我国航天发射场安全评估为背景,基于认知可靠性和失误分析方法,开展航天发射场人因可靠性定量分析方法研究。结合航天发射场特点对共同绩效条件(common performance condition,CPC)进行改进,采用模糊方法处理CPC到控制模式之间的映射关系,提出环境影响因子值的概念,建立航天发射场HRA定量分析流程,并针对火箭吊装过程进行了实例分析。分析结果表明:该方法能够准确计算航天发射场任务作业中的人因失误概率,可为航天发射场人员安全分析提供理论基础和参考。 展开更多

关键词 航天发射场 人因可靠性 认知可靠性和失误分析方法 共同绩效条件

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多喷管火箭动力系统尾焰辐射特性可视化研究 被引量：2

5

作者 乔野 聂万胜 +2 位作者 丰松江 蔡红华 吴高杨 《火箭推进》 CAS 2016年第6期15-19,共5页

为研究高空多喷管火箭动力系统尾焰辐射特性的可视化计算,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型的三维N-S方程描述尾焰流动过程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,采用PISO算法对多喷管动力系统尾焰流动过程进行求解,得... 为研究高空多喷管火箭动力系统尾焰辐射特性的可视化计算,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型的三维N-S方程描述尾焰流动过程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,采用PISO算法对多喷管动力系统尾焰流动过程进行求解,得到了尾焰流场的各项参数分布。在此基础上,运用气体辐射传输方程和SLG模型对不同方向观测面上接收到的尾焰辐射照度进行计算,得到尾焰在不同方向上的辐射特性分布,进而实现尾焰辐射特性的可视化计算。计算结果表明:高空助推器尾焰的辐射特性要明显强于芯级,其中喷管出口处尾焰的辐射特性最强,最容易被发现和识别;尾焰辐射特性的可视化计算可以有效捕捉到尾焰流场的结构,从而为尾焰的红外追踪与预警研究奠定基础。 展开更多

关键词 多喷管 液体火箭动力系统 尾焰辐射特性 可视化计算

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多喷管液体火箭动力系统尾焰辐射特性研究 被引量：2

6

作者 乔野 聂万胜 +1 位作者 吴高杨 丰松江 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2017年第4期53-58,共6页

为研究多喷管液体火箭动力系统尾焰辐射特性,以液氢/液氧和液氧/煤油发动机组成的多喷管动力系统为模型,采用CFD技术对尾焰流场进行计算,利用气体辐射传输方程和大气透过率计算模型对尾焰辐射特性进行计算,结果表明:复燃反应主要发生在... 为研究多喷管液体火箭动力系统尾焰辐射特性,以液氢/液氧和液氧/煤油发动机组成的多喷管动力系统为模型,采用CFD技术对尾焰流场进行计算,利用气体辐射传输方程和大气透过率计算模型对尾焰辐射特性进行计算,结果表明:复燃反应主要发生在尾焰的边界与空气掺混区域,导致尾焰的辐射特性增强;随着飞行高度及观测角的增加,尾焰辐射特性逐渐增强;可视化计算可以有效捕捉到尾焰流场的结构。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 多喷管 尾焰 红外辐射

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运载火箭控制系统信号综合测试方法 被引量：2

7

作者 程龙 姚静波 +1 位作者 解维奇 田建宇 《兵工自动化》 2012年第8期10-13,共4页

针对传统测试设备的不足,为满足新型运载火箭控制系统测试的需求,对控制系统信号的综合测试方法进行研究。以标准化、模块化为目标对软件进行总体设计,对综合测试系统的功能结构和运行方式进行描述,采用软件工程方法对系统运行的信息流... 针对传统测试设备的不足,为满足新型运载火箭控制系统测试的需求,对控制系统信号的综合测试方法进行研究。以标准化、模块化为目标对软件进行总体设计,对综合测试系统的功能结构和运行方式进行描述,采用软件工程方法对系统运行的信息流进行归纳与分析,确定各类信号的采集方案,提出多路信号的协同采集与处理方法。应用结果表明:系统性能稳定,功能集成度高,能有效提高测试的效率和信息化水平。 展开更多

关键词 运载火箭 控制系统:地面测试 数据采集

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WBS-RBS法与故障树分析法结合的加注系统危险识别技术 被引量：2

8

作者 吕潇磊 赵继广 +2 位作者 马昕晖 陈景鹏 姜曙 《兵器装备工程学报》 CAS 2016年第11期114-118,共5页

针对航天发射加注系统工艺严谨、设备繁多和操作复杂的特点,传统FMEA危险识别方法只能考虑单一失效模式,具有危险辨识不完整的特点,特别是在高危险性的航天发射操作过程中,难以识别出完备的危险因子;采用WBS-RBS与故障树分析结合的方法... 针对航天发射加注系统工艺严谨、设备繁多和操作复杂的特点,传统FMEA危险识别方法只能考虑单一失效模式,具有危险辨识不完整的特点,特别是在高危险性的航天发射操作过程中,难以识别出完备的危险因子;采用WBS-RBS与故障树分析结合的方法对"液氢加注系统管路发生严重事故"进行危险识别,可见采用本方法能识别出更完备的危险源,这是由于本方法完善了人机交互、系统接口。所提方法可以应用到航天发射场的风险辨识,为航天发射风险管理提供了参考。 展开更多

关键词 液氢加注系统 危险识别 故障树分析 WBS-RBS

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基于相对偏心率/轨道倾角矢量的分离模块航天器队形设计方法

9

作者 李兆铭 杨健 尹航 《科学技术与工程》 北大核心 2013年第18期5415-5418,共4页

分离模块航天器是分布式空间系统的一种创新应用。针对分离模块航天器中伴飞模块经典轨道根数设计的问题,本文从运动学角度出发,给出了基于相对偏心率/轨道倾角矢量的分离模块航天器队形设计方法。在已知主模块经典轨道根数的情况下,通... 分离模块航天器是分布式空间系统的一种创新应用。针对分离模块航天器中伴飞模块经典轨道根数设计的问题,本文从运动学角度出发,给出了基于相对偏心率/轨道倾角矢量的分离模块航天器队形设计方法。在已知主模块经典轨道根数的情况下,通过定义的队形参数可以反算出伴飞模块的经典轨道根数,该方法描述简洁,并且具有很高的精度。最后的仿真结果表明了该方法的有效性。 展开更多

关键词 相对偏心率 轨道倾角矢量 分离模块航天器 队形设计

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某型运载火箭测试信息融合管理系统设计

10

作者 李岩 程龙 +1 位作者 辛朝军 苏宪程 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2015年第6期46-50,共5页

针对某型运载火箭测试信息管理与处理问题,设计信息融合管理系统,将发射试验过程中产生的多种信息在通用的数据库和文件系统平台上进行统一管理,利用多种形式的信息比对方式和分析处理算法,实现试验信息的进一步融合与提炼,为信息化条... 针对某型运载火箭测试信息管理与处理问题,设计信息融合管理系统,将发射试验过程中产生的多种信息在通用的数据库和文件系统平台上进行统一管理,利用多种形式的信息比对方式和分析处理算法,实现试验信息的进一步融合与提炼,为信息化条件下航天发射试验信息的共享和多用途转化提供有效途径。 展开更多

关键词 运载火箭 测试信息 数据融合

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航天器姿态机动的滑模变结构控制与仿真

11

作者 牛亚峰 党常平 杨成伟 《科学技术与工程》 北大核心 2014年第13期296-299,共4页

针对航天器姿态机动的控制问题,设计了一种滑模变结构控制器,实现了航天器姿态对时变期望的跟踪。给出航天器姿态的数学描述,采用滑模控制思想设计了控制器,并基于Lyapunov稳定性理论给出控制器的稳定性证明。以推力器为姿态机动的执行... 针对航天器姿态机动的控制问题,设计了一种滑模变结构控制器,实现了航天器姿态对时变期望的跟踪。给出航天器姿态的数学描述,采用滑模控制思想设计了控制器,并基于Lyapunov稳定性理论给出控制器的稳定性证明。以推力器为姿态机动的执行机构,给出了控制信号的PWM调制方法。最后在Simulink环境下构建了仿真系统,仿真结果表明在该控制器下,航天器姿态可以实现对期望信号的跟踪。 展开更多

关键词 航天器姿态 滑模变结构 推力器

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一种低干扰力矩的三自由度球面磁轴承 被引量：4

12

作者 缪存孝 赵航 +2 位作者 韩天 樊亚洪 许国锋 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第12期1491-1499,共9页

提出一种低干扰力矩的三自由度球面磁轴承结构,球面磁轴承定、转子均采用球面结构。当磁通作用在转子的球形包络面时,产生的电磁力会指向转子球心,不会对转子产生干扰力矩,但少量的漏磁磁通会作用在转子的非球形平面上,导致低干扰力矩... 提出一种低干扰力矩的三自由度球面磁轴承结构,球面磁轴承定、转子均采用球面结构。当磁通作用在转子的球形包络面时,产生的电磁力会指向转子球心,不会对转子产生干扰力矩,但少量的漏磁磁通会作用在转子的非球形平面上,导致低干扰力矩的出现。利用等效磁路法对球形转子偏转时轴向部分漏磁导致的干扰力矩进行分析,得出干扰力矩的数学表达式。运用有限元法分析球面磁轴承和柱面磁轴承产生偏转时的干扰力矩,结果表明干扰力矩随着转子偏转角度的增加而增大,当转子偏转角达到最大允许值0.3°时,球面磁轴承与柱面磁轴承相比干扰力矩减小两个数量级。球面磁轴承的低干扰力矩特性决定其特别适用于磁悬浮控制力矩陀螺,可提高陀螺的控制精度,在磁悬浮高能密度电机、其他飞轮系统等场合具有广阔的应用前景。 展开更多

关键词 球面磁轴承 柱面磁轴承 偏转 干扰力 干扰力矩

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有机凝胶偏二甲肼液滴着火燃烧特性及影响因素实验研究 被引量：3

13

作者 聂万胜 何博 +3 位作者 苏凌宇 何浩波 丰松江 侯志勇 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2013年第4期23-31,共9页

针对自燃推进剂接触就能着火燃烧的特点,设计实现了高压飞滴及常压挂滴两套单液滴燃烧实验系统,并开展了有机凝胶偏二甲肼(UDMH)液滴在四氧化二氮(NTO)氧化剂环境中着火燃烧的实验研究,深入分析了其着火燃烧特性及NTO氧化剂浓度、温度... 针对自燃推进剂接触就能着火燃烧的特点,设计实现了高压飞滴及常压挂滴两套单液滴燃烧实验系统,并开展了有机凝胶偏二甲肼(UDMH)液滴在四氧化二氮(NTO)氧化剂环境中着火燃烧的实验研究,深入分析了其着火燃烧特性及NTO氧化剂浓度、温度、压力、对流速度、液滴初始尺寸的影响。结果表明:有机凝胶UDMH液滴表面液体燃料耗尽后会形成弹性胶凝剂膜,促使液滴内部出现沸腾蒸发及非稳态蒸汽喷射,导致燃烧火焰出现剧烈扰动。NTO浓度升高,增大了扩散燃烧火焰范围,加速液滴表面燃料蒸汽分解燃烧,有利于提高燃烧速率。NTO温度越低,着火延迟时间越长,并容易导致熄火。NTO对流速度越大,也会增加着火延迟时间,且更容易形成脱体火焰,使其燃烧速率降低。凝胶液滴尺寸越大,其着火延迟时间受对流速度的影响明显减小。NTO压力升高会抑制燃料蒸汽喷射强度,形成更稳定且更靠近液滴表面的双火焰结构。 展开更多

关键词 有机凝胶 自燃推进剂 液滴 燃烧特性 影响因素

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双机并联氢氧火箭发动机尾焰流场特性三维数值仿真研究 被引量：6

14

作者 乔野 聂万胜 +2 位作者 吴高杨 冯伟 丰松江 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2015年第5期30-34,共5页

以氢氧火箭发动机为模型,采用耦合可实现k-ε湍流模型的N-S方程,对发动机在地面发射阶段双机并联工作状态下的尾焰流场进行数值仿真研究,得到尾焰流场的各项参数分布及其变化规律,与理论分析结果对比,证明了算法的有效性和正确性,为开... 以氢氧火箭发动机为模型,采用耦合可实现k-ε湍流模型的N-S方程,对发动机在地面发射阶段双机并联工作状态下的尾焰流场进行数值仿真研究,得到尾焰流场的各项参数分布及其变化规律,与理论分析结果对比,证明了算法的有效性和正确性,为开展多台发动机并联工作下尾焰的撞击和辐射特性等研究奠定了基础。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 双机并联 尾焰 数值仿真 激波

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复燃对氢氧火箭发动机尾焰流场及辐射特性影响数值研究 被引量：7

15

作者 乔野 聂万胜 +1 位作者 丰松江 吴高杨 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2016年第2期22-25,71,共5页

为深入研究复燃对氢氧火箭发动机尾焰流场及辐射特性的影响,以氢氧发动机喉部截面参数为入口条件,采用耦合Realizable k-ε湍流模型的三维N-S方程,考虑尾焰复燃反应影响,利用PISO算法求解得到尾焰流场参数。在此基础上,通过气体辐射传... 为深入研究复燃对氢氧火箭发动机尾焰流场及辐射特性的影响,以氢氧发动机喉部截面参数为入口条件,采用耦合Realizable k-ε湍流模型的三维N-S方程,考虑尾焰复燃反应影响,利用PISO算法求解得到尾焰流场参数。在此基础上,通过气体辐射传输方程和大气透过率计算模型SLG对尾焰辐射特性进行计算,对比复燃反应对尾焰流场及其辐射特性的影响。结果表明,复燃反应对氢氧发动机尾焰流场计算影响较大,使温度场以及燃烧产物的质量分数大幅增加,从而导致尾焰的辐射特性增强,因而在氢氧发动机尾焰流场和辐射计算中,考虑复燃反应是极为必要的。 展开更多

关键词 氢氧火箭发动机 尾焰 复燃反应 红外辐射 数值仿真

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液氧/煤油发动机喷管内型面对尾焰特性影响 被引量：5

16

作者 蔡红华 聂万胜 郑刚 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2015年第5期35-38,共4页

通过数值模拟研究了3种不同喷管内型面发动机的尾焰特性,将计算结果与某试验液氧/煤油发动机进行比较,分析喷管内型面对尾焰速度场、温度场和湍动能分布的影响。结果表明,采用数值仿真方法可以有效模拟出发动机尾焰的马赫盘和连续激波... 通过数值模拟研究了3种不同喷管内型面发动机的尾焰特性,将计算结果与某试验液氧/煤油发动机进行比较,分析喷管内型面对尾焰速度场、温度场和湍动能分布的影响。结果表明,采用数值仿真方法可以有效模拟出发动机尾焰的马赫盘和连续激波等基本结构、特性;相比于钟形喷管,锥形喷管和内型面为直线的喷管由于喷管扩张段内燃气存在非轴向流动,造成大量能量损失的同时引起了斜激波的产生,导致喷管出口膨胀更加剧烈、尾焰中连续激波更加明显。 展开更多

关键词 液氧/煤油发动机 喷管内型面 尾焰

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液体火箭自燃推进剂化学着火延迟数值模拟 被引量：2

17

作者 何博 丰松江 聂万胜 《系统仿真学报》 CAS CSCD 北大核心 2013年第4期612-615,625,共5页

根据国外相关文献整理得出了包含83种组分550步基元化学反应的肼类燃料/红烟硝酸(RFNA)详细化学反应动力学模型,并针对常规隐式和显式多步数值积分方法求解刚性化学反应动力学方程出现的质量分数为负值问题,提出了一种新型变步长隐式差... 根据国外相关文献整理得出了包含83种组分550步基元化学反应的肼类燃料/红烟硝酸(RFNA)详细化学反应动力学模型,并针对常规隐式和显式多步数值积分方法求解刚性化学反应动力学方程出现的质量分数为负值问题,提出了一种新型变步长隐式差分迭代算法;然后针对发动机开机启动过程的低压环境,采用该化学反应动力学模型及算法对自燃推进剂化学着火延迟进行了数值模拟,得出了RFNA组分含量、O/F混合比、环境压力及温度对着火延迟时间的影响。结果表明:当RFNA中的二氧化氮含量较低时,适当增加二氧化氮含量或提高O/F混合比都可缩短化学着火延迟时间,但前者的效果更为明显;当环境压力和温度较低时,提高温度或压力能明显缩短化学着火延迟时间,但随着温度和压力的增大,这两者对化学着火延迟时间的影响会逐渐削弱。 展开更多

关键词 自燃推进剂 化学反应动力学 差分算法 化学着火延迟

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基于燃速的助推段固体弹道导弹红外特性分析 被引量：3

18

作者 王建华 李小将 +1 位作者 王志恒 张东来 《激光与红外》 CAS CSCD 北大核心 2012年第10期1154-1160,共7页

速燃助推作为应对红外预警卫星的有效手段,直接关系导弹防御系统的作战效能。论述了预警卫星工作原理,总结了速燃助推技术,建立了发动机喷管出口温度、导弹蒙皮温度和导弹尾焰温度特性与发动机燃速的数学模型,采用定量与定性相结合的方... 速燃助推作为应对红外预警卫星的有效手段,直接关系导弹防御系统的作战效能。论述了预警卫星工作原理,总结了速燃助推技术,建立了发动机喷管出口温度、导弹蒙皮温度和导弹尾焰温度特性与发动机燃速的数学模型,采用定量与定性相结合的方式仿真分析了助推段固体弹道导弹的红外特性与燃速的关系,探讨了速燃条件下减小导弹红外辐射特性的有效措施。 展开更多

关键词 速燃助推 燃速 红外特性 固体导弹

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偏二甲肼/四氧化二氮火箭发动机尾焰流场特性三维仿真研究 被引量：1

19

作者 吴睿 聂万胜 +2 位作者 蔡红华 乔野 冯伟 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2016年第5期74-79,共6页

以偏二甲肼/四氧化二氮(UDMH/NTO)火箭发动机为研究对象,采用κ-ε湍流模型,运用PISO算法分别对发动机内流-场和尾焰流场进行三维仿真。采用相同方法计算液氢/液氧(LH2/LOX)火箭发动机尾焰,仿真结果和试验结果吻合得较好,证明了计算模... 以偏二甲肼/四氧化二氮(UDMH/NTO)火箭发动机为研究对象,采用κ-ε湍流模型,运用PISO算法分别对发动机内流-场和尾焰流场进行三维仿真。采用相同方法计算液氢/液氧(LH2/LOX)火箭发动机尾焰,仿真结果和试验结果吻合得较好,证明了计算模型的正确性与有效性;同时对比分析了UDMH/NTO发动机与LH2/LOX发动机尾焰流场特性。结果表明,两者具有相似的温度和马赫数变化趋势,但是UDMH/NTO发动机尾焰核心区温度相对较低,而LH2/LOX发动机尾焰将更快衰减至亚声速射流。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 三维数值仿真 尾焰流场特征

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基于瑞利准则的火箭发动机稳定性缩比方法研究 被引量：1

20

作者 安红辉 聂万胜 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2016年第5期23-27,共5页

针对高压补燃循环火箭发动机燃烧稳定性试验提出一种基于瑞利准则的稳定性缩比方法,通过量纲分析得到决定稳定性相似的关键参数,给出缩比尺度的确定方法。通过缩比准则,可使推进剂种类和喷前温度不变、喷注速度不变、混合比不变,喷注器... 针对高压补燃循环火箭发动机燃烧稳定性试验提出一种基于瑞利准则的稳定性缩比方法,通过量纲分析得到决定稳定性相似的关键参数,给出缩比尺度的确定方法。通过缩比准则,可使推进剂种类和喷前温度不变、喷注速度不变、混合比不变,喷注器和燃烧室同全尺寸发动机分别几何相似,缩比发动机燃烧室压力大于推进剂超临界值。算例分析结果表明,该方法得到的缩比发动机燃烧室的压力和流量等大幅降低。 展开更多

关键词 瑞利准则 缩比尺度 几何相似 喷注速度 稳定性

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