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一种试验数据处理软件设计 被引量：26
1
作者 王文龙 张少博 陈海峰 《火箭推进》 CAS 2012年第1期76-80,共5页
介绍了液体火箭发动机试验数据处理软件的开发过程和方法。软件是在综合数据采集系统硬件的基础上,以VB语言为基础结合试验中各类型参数处理算法和关系数据库技术而开发的,具有操作简便、功能齐全、效率高等特点。软件已成功应用于多次... 介绍了液体火箭发动机试验数据处理软件的开发过程和方法。软件是在综合数据采集系统硬件的基础上,以VB语言为基础结合试验中各类型参数处理算法和关系数据库技术而开发的,具有操作简便、功能齐全、效率高等特点。软件已成功应用于多次地面试验,取得良好效果。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 地面试车 数据处理 软件设计
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液氧煤油补燃发动机喷注器高频燃烧不稳定性的试验研究 被引量：20
2
作者 王枫 李龙飞 张贵田 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期260-264,共5页
针对液氧煤油高压补燃循环发动机高频燃烧不稳定性这一突出问题,建立了喷注单元的低压高频燃烧不稳定性模拟试验系统,使用气气推进剂。利用相似准则设计了缩比燃烧室,研究了全尺寸气液同轴式喷注器的结构尺寸和工作参数对燃烧稳定性的... 针对液氧煤油高压补燃循环发动机高频燃烧不稳定性这一突出问题,建立了喷注单元的低压高频燃烧不稳定性模拟试验系统,使用气气推进剂。利用相似准则设计了缩比燃烧室,研究了全尺寸气液同轴式喷注器的结构尺寸和工作参数对燃烧稳定性的影响。结果表明,激发高频燃烧不稳定性时火焰变短,燃烧室压力出现大幅振荡并伴随啸叫;喷注器缩进室长度对燃烧稳定性裕量有很大影响并存在相对最佳值。试验结果可以指导发动机燃烧室的燃烧稳定性设计和评估,在发动机研制初期筛选燃烧稳定性相对最好的喷注器结构。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 补燃同轴式喷注器 高频燃烧不稳定性 热模拟试验
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液氧/煤油发动机试验控制系统软件架构与设计 被引量：17
3
作者 李聪玲 《火箭推进》 CAS 2009年第2期46-53,共8页
论述了液氧/煤油发动机试验控制系统软件的架构和设计。该系统硬件采用基于PXI总线、模块化仪器的上下位机架构,软件上位机采用WINDOWS 2000操作系统、Lab-VIEW DSC和LabVIEW RT多线程优先级可视化编程环境,下位机采用Embedded LabVIEWR... 论述了液氧/煤油发动机试验控制系统软件的架构和设计。该系统硬件采用基于PXI总线、模块化仪器的上下位机架构,软件上位机采用WINDOWS 2000操作系统、Lab-VIEW DSC和LabVIEW RT多线程优先级可视化编程环境,下位机采用Embedded LabVIEWRT模块,上下位机通过Ethernet和DataSocket实现连接和通讯。通过系统软件结构和程序模块设计,实现了发动机各种状态控制、试验过程信号实时检测及动态工艺流程显示等功能,系统具有高可靠性、高实时性、可视性、可操作性、可维护性和安全性等质量特性。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 试验系统 软件设计
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液体火箭发动机涡轮泵健康监控系统 被引量：9
4
作者 谢光军 胡海峰 +2 位作者 秦国军 胡茑庆 温熙森 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第3期40-44,共5页
为了提高液体火箭发动机涡轮泵的安全性,降低其故障带来的破坏性,设计了某型液体火箭发动机涡轮泵健康监控系统(TP HMS),工程实现了TP HMS的测试硬件子系统、实时故障检测子系统、试车后数据分析子系统和实时数据库支持子系统等,讨论和... 为了提高液体火箭发动机涡轮泵的安全性,降低其故障带来的破坏性,设计了某型液体火箭发动机涡轮泵健康监控系统(TP HMS),工程实现了TP HMS的测试硬件子系统、实时故障检测子系统、试车后数据分析子系统和实时数据库支持子系统等,讨论和分析了TP HMS的功能和执行流程,然后利用历史试车数据与转子试验平台数据对TP HMS中的多特征参量自适应阈值综合决策算法(MATA)进行了离线和实时在线验证;利用自适应时频谱对测试数据作进一步的分析。结果表明,MATA没有发生误检测情况,并具有实时故障检测的能力;自适应时频谱能有效抑制时频交叉项的干扰,准确给出故障信号的时间和频率信息。因此,TP HMS适合于液体火箭发动机涡轮泵健康状态监控。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 涡轮泵 健康监控 实时故障检测 试车后数据分析
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火箭发动机地面水平试车尾流温度场仿真分析 被引量：11
5
作者 李茂 陈世哲 陈春富 《火箭推进》 CAS 2012年第6期29-34,共6页
针对氢氧火箭发动机地面水平试车时尾流燃气对地面热防护的影响,分别采用二维轴对称模型和三维模型对发动机尾流流场进行了数值模拟。计算中,采用氢氧单步燃烧反应模型考虑尾流燃气与空气的燃烧,湍流模型选用了标准k-ε模型。仿真结果表... 针对氢氧火箭发动机地面水平试车时尾流燃气对地面热防护的影响,分别采用二维轴对称模型和三维模型对发动机尾流流场进行了数值模拟。计算中,采用氢氧单步燃烧反应模型考虑尾流燃气与空气的燃烧,湍流模型选用了标准k-ε模型。仿真结果表明:三维模型中,燃气逐渐向地面流动,地面燃气温度高于二维轴对称模型中的燃气温度;发动机工况变化时,三维模型和二维轴对称模型中的地面燃气温度变化趋势相反,采用三维模型计算具有更好的可信度。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 地面水平试验 燃烧反应模型 燃气温度 热流密度
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补燃循环发动机强迫起动研究 被引量：10
6
作者 杨永强 刘红军 +1 位作者 徐浩海 刘站国 《火箭推进》 CAS 2011年第2期14-18,共5页
某泵压式液体火箭发动机是我国首台采用强迫起动方式的补燃循环发动机。结合发动机特点建立了强迫起动模型,进行了系统级冷调试验,根据试验及仿真结果确定了发动机起动参数及起动程序。针对试车暴露的问题,采取一系列措施解决了起动超... 某泵压式液体火箭发动机是我国首台采用强迫起动方式的补燃循环发动机。结合发动机特点建立了强迫起动模型,进行了系统级冷调试验,根据试验及仿真结果确定了发动机起动参数及起动程序。针对试车暴露的问题,采取一系列措施解决了起动超调、起动爆燃、推力室点火冲击大及喷注器起动变形等问题。研究结果在发动机试车中得到验证。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 补燃循环 强迫起动 仿真分析 试车验证
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液体火箭发动机冲击响应谱分析计算方法 被引量：9
7
作者 李锋 邓长华 鲍福廷 《西安工业大学学报》 CAS 2009年第1期28-31,共4页
基于Matlab软件包,对液体火箭发动机地面试验时的冲击信号进行了冲击响应谱计算软件的开发.利用改进递归滤波器方法分析单自由度二阶系统冲击响应谱计算原理,对软件的编制、程序验证以及地面试验数据处理进行了介绍.编制的软件可快速、... 基于Matlab软件包,对液体火箭发动机地面试验时的冲击信号进行了冲击响应谱计算软件的开发.利用改进递归滤波器方法分析单自由度二阶系统冲击响应谱计算原理,对软件的编制、程序验证以及地面试验数据处理进行了介绍.编制的软件可快速、方便的进行液体火箭发动机冲击响应谱分析,为地面试验数据的深入分析提供了辅助手段. 展开更多
关键词 冲击响应谱 递归滤波器法 液体火箭发动机 地面试验
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压力传感器静态校准方法改进 被引量：10
8
作者 王文龙 耿直 +1 位作者 乔江辉 徐峰 《火箭推进》 CAS 2012年第3期80-84,共5页
对目前发动机试验采用的压力传感器校准方法存在的问题进行了分析,针对这些问题,提出了一种压力传感器自动静态现场校准方法,该方法能减少对于压力标准源精度的依赖以及检定循环次数并提高校准工作效率。
关键词 液体火箭发动机试验 压力传感器 静态校准 现场校准
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液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验原理及实现 被引量：9
9
作者 张蒙正 张志涛 +1 位作者 郁锋 汪亮 《声学技术》 CSCD 北大核心 2007年第2期268-272,共5页
依据相似理论,研究了高压补燃循环液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验的原理,建立了模拟实验系统,研究了实验方法,进行了某型高压补燃循环液体火箭发动机燃烧室和喷注器的声学特性实验。结果表明:模拟实验技术可行,实验方法... 依据相似理论,研究了高压补燃循环液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验的原理,建立了模拟实验系统,研究了实验方法,进行了某型高压补燃循环液体火箭发动机燃烧室和喷注器的声学特性实验。结果表明:模拟实验技术可行,实验方法正确,模拟实验结果为发动机设计提供了依据。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 燃烧室 声学特性 模拟实验
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喷嘴结构对液氧煤油火箭发动机高频燃烧不稳定性的影响 被引量：9
10
作者 王枫 李龙飞 张贵田 《实验力学》 CSCD 北大核心 2012年第2期178-182,共5页
为了筛选高压补燃循环液氧煤油火箭发动机的喷嘴,在喷注单元低压高频燃烧不稳定性模拟实验系统上开展实验,研究了喷嘴结构对燃烧稳定性边界的影响。实验使用气态空气与氧气的混合物作为氧化剂,加热的煤油蒸汽作为燃料;喷嘴为全尺寸气液... 为了筛选高压补燃循环液氧煤油火箭发动机的喷嘴,在喷注单元低压高频燃烧不稳定性模拟实验系统上开展实验,研究了喷嘴结构对燃烧稳定性边界的影响。实验使用气态空气与氧气的混合物作为氧化剂,加热的煤油蒸汽作为燃料;喷嘴为全尺寸气液同轴直流离心式喷嘴,模拟燃烧室与真实燃烧室的固有声学频率相等。根据测量模拟燃烧室内的脉动压力区分大幅振荡、小幅振荡和稳定工作。研究结果表明,喷嘴长度、缩进室长度和入口节流嘴直径对高频燃烧不稳定性裕量有很大影响,并存在相对最佳值。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 同轴式喷嘴 高频燃烧不稳定性 热模拟实验
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500 tf级液氧煤油高压补燃发动机研制进展 被引量：7
11
作者 李斌 陈晖 +1 位作者 马冬英 高玉闪 《火箭推进》 CAS 2022年第2期1-10,共10页
500 tf级液氧煤油高压补燃发动机是我国下一代航天主动力,将大幅提升我国航天动力的技术水平,为我国航天发展提供强大动力。发动机采用高压补燃循环系统、泵后摇摆和双推力室方案,具有无毒环保、高性能、高可靠、推力和混合比可调节、... 500 tf级液氧煤油高压补燃发动机是我国下一代航天主动力,将大幅提升我国航天动力的技术水平,为我国航天发展提供强大动力。发动机采用高压补燃循环系统、泵后摇摆和双推力室方案,具有无毒环保、高性能、高可靠、推力和混合比可调节、使用维护便捷等特点,发动机研制需突破分级启动、健康管理、泵后摇摆、大功率高效涡轮泵、高压大流量高性能燃烧组件、高压大流量调节组件及低温阀门、发动机新工艺与热试验等多项关键技术。目前已完成发动机的方案设计和生产,开展了大量试验验证,完成半系统试车和首台整机装配,关键技术取得重大突破,为发动机后续工程研制奠定了基础。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 液氧煤油 大推力 关键技术 半系统试车
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燃烧室声学特性模拟实验及应用 被引量：8
12
作者 张蒙正 张志涛 +1 位作者 杨国华 汪亮 《实验技术与管理》 CAS 2007年第8期39-42,共4页
介绍了补燃循环液体火箭发动机燃烧室声学特性模拟实验原理、方法和在发动机高频燃烧不稳定性研究中的应用。模拟实验系统包括激励源、模拟燃烧室和声学特性测量系统等。激励源为扬声器或者喷嘴气流。模拟燃烧室是依据高频燃烧不稳定性... 介绍了补燃循环液体火箭发动机燃烧室声学特性模拟实验原理、方法和在发动机高频燃烧不稳定性研究中的应用。模拟实验系统包括激励源、模拟燃烧室和声学特性测量系统等。激励源为扬声器或者喷嘴气流。模拟燃烧室是依据高频燃烧不稳定性特征设计、与实际燃烧室有相同固有频率的缩尺件。声学特性测量系统包括麦克风、频谱分析仪和示波器等。模拟实验主要用于研究特定燃烧室的声学特性，研究给定燃烧室结构下喷嘴和隔板的优化设计，研究高频燃烧不稳定性的机理。 展开更多
关键词 补燃循环 液体火箭发动机 高频燃烧不稳定性 声学特性 模拟实验
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架空钢板对火箭发动机试车中地面热载的影响 被引量：8
13
作者 李茂 陈春富 朱子勇 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2013年第2期41-45,共5页
采用三维模型对发动机尾流流场进行数值模拟,获得氢氧火箭发动机水平试车和摇摆试车的尾流流场,以及在摇摆试车工况下,架空钢板的铺设高度、铺设宽度和起始铺设位置对地面热载的影响。计算中,采用氢氧单步燃烧反应模型考虑尾流燃气与空... 采用三维模型对发动机尾流流场进行数值模拟,获得氢氧火箭发动机水平试车和摇摆试车的尾流流场,以及在摇摆试车工况下,架空钢板的铺设高度、铺设宽度和起始铺设位置对地面热载的影响。计算中,采用氢氧单步燃烧反应模型考虑尾流燃气与空气的燃烧,湍流模型选用了标准k-ε模型。仿真结果表明,合理铺设架空钢板,可以大幅减少试车过程中地面的热载,有效保护地面设施。 展开更多
关键词 液体火箭发动机试验 仿真 热载 燃气温度 热流密度
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小推力液体火箭发动机动态推力测试台架设计 被引量：8
14
作者 董洪强 袁杰红 《中国测试技术》 2007年第2期38-41,44,共5页
推力测试台架是准确测量火箭发动机推力的关键技术之一,但现有的测试台架能够很好兼顾长、短脉冲测试的较少。针对此况,采用传感器陶瓷厚膜技术,设计了100N范围内小推力液体火箭发动机动态推力测试台架,通过热试车试验考核,该台架可兼... 推力测试台架是准确测量火箭发动机推力的关键技术之一,但现有的测试台架能够很好兼顾长、短脉冲测试的较少。针对此况,采用传感器陶瓷厚膜技术,设计了100N范围内小推力液体火箭发动机动态推力测试台架,通过热试车试验考核,该台架可兼顾长、短脉冲的测量,在满足稳态精度的同时,具有良好的动态特性,为小推力液体火箭发动机测试台架的设计提供了一种新思路。 展开更多
关键词 小推力 液体火箭发动机 测试台架 动态 设计
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液体火箭发动机试验噪声测试分析 被引量：8
15
作者 陈海峰 刘晓 +2 位作者 赵政社 张少博 辛欣 《火箭推进》 CAS 2014年第3期83-90,共8页
研究液体火箭发动机的声学特性不仅对发动机故障识别与预报有重要意义,还会对液体火箭上的有效载荷工作可靠性产生影响。为此,对液体火箭发动机试验噪声进行测试分析就显得尤为必要。针对液体火箭发动机试验噪声的特点,提出了一种适用... 研究液体火箭发动机的声学特性不仅对发动机故障识别与预报有重要意义,还会对液体火箭上的有效载荷工作可靠性产生影响。为此,对液体火箭发动机试验噪声进行测试分析就显得尤为必要。针对液体火箭发动机试验噪声的特点,提出了一种适用于液体火箭发动机试验的噪声测试方法,介绍了该噪声测试系统的原理和各组成部分功能。对某型号液体火箭发动机地面试验所产生的噪声进行了测量,结合所测得的噪声信号进行了时域与频域分析,对发动机周围噪声特性进行了研究,得出了发动机在试车台上的噪声分布特征,对液体火箭发动机的设计改进和地面试验台的降噪措施有一定参考价值。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 噪声测量 试车台
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美国液体火箭发动机试验中健康管理技术研究进展 被引量：8
16
作者 周磊 朱子环 +1 位作者 耿卫国 杨思锋 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2013年第5期20-25,共6页
健康管理技术的应用可以使液体火箭发动机试验系统具有异常检测、故障诊断、影响分析和未来趋势分析的能力,并基于健康状态提供任务执行的改进建议,在用户界面中提供系统健康状态的警示。NASA的斯坦尼斯航天中心、艾姆斯研究中心和普惠... 健康管理技术的应用可以使液体火箭发动机试验系统具有异常检测、故障诊断、影响分析和未来趋势分析的能力,并基于健康状态提供任务执行的改进建议,在用户界面中提供系统健康状态的警示。NASA的斯坦尼斯航天中心、艾姆斯研究中心和普惠-洛克达因公司正在围绕A-1试验台和J-2X发动机,实施健康管理的核心功能。通过阐述集成系统健康管理的体系框架和关键技术及对该系统的最新应用进展的介绍,为中国在液体火箭发动机试验及相关领域的应用提供借鉴。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 健康管理 试验台 智能单元
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全流量补燃循环试验发动机启动过程 被引量：8
17
作者 汪小卫 金平 +2 位作者 张国舟 俞南嘉 蔡国飙 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期407-411,共5页
分析了全流量补燃循环发动机系统启动过程难点,针对全流量补燃循环缩尺发动机热试车启动过程,分别就发动机中富燃/富氧预燃室的自身启动和相对启动过程进行了设计;采用管路-体积组合模块化方法,建立了发动机启动过程仿真模型,进行了仿... 分析了全流量补燃循环发动机系统启动过程难点,针对全流量补燃循环缩尺发动机热试车启动过程,分别就发动机中富燃/富氧预燃室的自身启动和相对启动过程进行了设计;采用管路-体积组合模块化方法,建立了发动机启动过程仿真模型,进行了仿真计算。按设计启动方案进行了多次热试车,试车结果表明发动机点火可靠,启动过程平稳,无烧蚀现象,且仿真结果很好地预示了热试车情况。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭发动机 全流量补燃循环+ 起动试验 动态模型 仿真模型
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液体火箭发动机起动过程的动态仿真计算 被引量：8
18
作者 张金容 汪亮 《低温工程》 CAS CSCD 北大核心 2008年第2期22-27,共6页
依据模块化建模思想,建立了某新型上面级发动机系统起动过程的数学模型,并编写软件对起动过程进行了仿真计算。计算结果表明这种模块化的建模仿真方法易操作,软件通用性强,仿真结果与试验结果相符,并计算分析了入口参数变化对发动机起... 依据模块化建模思想,建立了某新型上面级发动机系统起动过程的数学模型,并编写软件对起动过程进行了仿真计算。计算结果表明这种模块化的建模仿真方法易操作,软件通用性强,仿真结果与试验结果相符,并计算分析了入口参数变化对发动机起动过程的影响。 展开更多
关键词 液体推进剂火箭发动机 模块化设计 数值仿真 试验验证
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推力室涡流冷却技术试验研究 被引量：7
19
作者 李家文 唐飞 俞南嘉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期956-960,共5页
涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。在理论分析和数值计算的基础上,设计了采用气氢/气氧作为推进剂的试验用涡流冷却推力室,进行了多次冷流试验和点火试验。在不采用其它冷却措施的情况下,完成了工作时间为20s的点火试... 涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。在理论分析和数值计算的基础上,设计了采用气氢/气氧作为推进剂的试验用涡流冷却推力室,进行了多次冷流试验和点火试验。在不采用其它冷却措施的情况下,完成了工作时间为20s的点火试验。试验结果表明,涡流冷却推力室工作稳定,气氧形成了有效的冷涡流,圆筒段外壁面温升为5K,部分气氧形成的气膜也对喷管形成了有效的保护。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 涡流冷却推力室 点火试验
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火箭发动机噪声测试及预估研究 被引量：7
20
作者 李锋 刘小勇 鲍福廷 《电声技术》 2009年第9期53-57,60,共6页
针对航天发射过程中运载火箭发动机高量级声振激励对有效载荷的重要影响,开展了某新型液体火箭发动机噪声特性研究,对试车台上单机试车时发动机喷流噪声和目标声场进行了2次测试研究,并建立了该型火箭发动机的统计能量分析模型。将试车... 针对航天发射过程中运载火箭发动机高量级声振激励对有效载荷的重要影响,开展了某新型液体火箭发动机噪声特性研究,对试车台上单机试车时发动机喷流噪声和目标声场进行了2次测试研究,并建立了该型火箭发动机的统计能量分析模型。将试车台上发动机声振实测数据作为统计能量分析模型的激励源,对目标声场进行分析计算,并和试车台上目标声场测量结果进行了对比分析,验证了分析方法的可行性。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 试车台 噪声测量 统计能量分析
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