导读:本文包含了姿控火箭发动机论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:液体姿轨控火箭发动机,试验测控系统,PXI控制器,可靠性
姿控火箭发动机论文文献综述
卫强,郭红杰,刘洌,梁国柱[1]（2016）在《基于PXI的液体姿轨控火箭发动机试验测控系统设计与实现》一文中研究指出针对液体姿轨控火箭发动机地面试验高精度、高风险和灵活多变的特点,设计研发了一套以PXI(PCI extensions for instrumentation)控制器为主体的发动机试验测控系统.控制系统拥有40路开关量控制能力,综合运用手动、时序和自动控制方式.测量系统拥有120路信号同步采集能力,具备故障诊断功能.测控系统软件使用LabVIEW开发,通用性良好.为增强控制可靠性,设计了面向工艺流程的试验面板,应用嵌入式控制,进行信号多级监测并引入紧急自动关机控制.为提高测量精度,对测量参数进行原位标定,提出了一种改进的干扰消除电路.该系统已多次成功应用于液体姿轨控火箭发动机地面试验,采用的设计方法有效地提高了测控系统的可靠性,测量精度和控制精度分别达到0.5%和0.1ms,能够充分满足多种类型的液体姿轨控火箭发动机对试验测控系统的要求.(本文来源于《航空动力学报》期刊2016年12期）
张峥岳,康乃全[2]（2012）在《轨姿控液体火箭发动机水击仿真模拟》一文中研究指出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。(本文来源于《火箭推进》期刊2012年03期）
高博[3]（2012）在《姿控火箭发动机脉冲推力测试研究》一文中研究指出姿控火箭发动机被广泛应用于卫星、飞船、多级运载器、航天飞机、动能拦截器,是现代空间飞行器中不可缺少的一部分。确定发动机室压、推力等特性的重要途径之一便是姿控火箭发动机热试车实验,推力作为一个重要的发动机性能指标,直接反映发动机的设计性能。针对脉冲推力测试的特点及推力测量要求,结合压电传感器对在动态测量方面的优良特性,设计了一种压电式发动机脉冲推力测力仪,内部采用同一圆周上均布的四传感器作为测力仪核心,采用XY晶组测量轴向方向力；讨论了推力测试原理,分析测力仪横向干扰产生原因及解决方法；采用有限元分析法有针对性的对测力仪进行静力学分析,优化测力仪结构参数,减少横向干扰,使测力仪静、动态性能达到设计要求；对测力仪进行静态标定,获得测力仪静态性能指标,分析测力仪误差产生原因；为解决静态标定过程中力的定心及传递问题,设计拉杆机构；以压电测力仪为核心组建推力测试系统,在空载状态下对测力系统进行静态标定；分析了质量不同、质心不同的发动机对测试系统标定结果的影响,在一定质量及质心变化范围内制作可变配重负载,分别对安装不同重量、不同质心负载的测试系统进行静态标定及动态标定,通过实验得到测试系统静动态性能指标,讨论测试系统不确定度产生原因,并对其进行不确定度分析。结果表明：负载在3Kg-5Kg范围内及空载情况下,该推力测试系统静态性能良好,非线性、重复性、滞后性等静态性能指标均在1%之内,各静态性能指标完全满足发动机脉冲推力测试需要；安装可变配重负载后,推力测试系统固有频率高于800Hz,满足动态测量要求；该测试系统测试结果不确定度在1%之内,能够为评定姿控火箭发动机性能提供重要参考。(本文来源于《大连理工大学》期刊2012-05-01）
邢勤[4]（2011）在《姿控火箭发动机脉冲推力测试系统研究》一文中研究指出姿控火箭发动机已经成为现代空间飞行器的重要组成部分,广泛应用于卫星等航天器的姿态调整、精密定位、中段修正、对接、交会、分离和制动中。姿控火箭发动机的力值较小,且为脉冲力。脉冲推力的准确测量对改进发动机性能、提高航天器的控制精度、节省有限的星上能源具有重要意义。现有的推力测试装置和方法已不能满足当前姿控火箭发动机脉冲推力的测量要求。本文以姿控火箭发动机的脉冲推力测量为研究对象,以弥补现有测力装置在动态小推力测量方面的不足为出发点,从理论分析、仿真和实验等方面对动态推力测试系统的设计、分析进行了深入研究,研制出了基于压电石英传感器的姿控火箭发动机脉冲推力测试系统。首先根据姿控火箭发动机脉冲推力的测量要求,从频率响应和瞬态响应对推力测试系统进行分析,研究了影响测试系统动态响应误差的因素和规律。固有频率和阻尼比是影响频率响应误差的主要参数,而瞬态响应误差则与固有频率和被测推力的上升沿时间的乘积有关。该乘积与超调量的关系曲线在低阻尼下会产生振荡,在曲线振荡范围内,通过调整固有频率与上升沿时间的乘积接近整数,可有效降低低阻尼系统的超调误差。针对上升沿幅值误差反映输出与输入差异方面的不足,采用跟踪误差代替上升沿幅值误差确定测试系统的动态设计参数。根据确定出的测试系统的固有频率和阻尼比的设计要求,选择压电石英力传感器作为力敏元件对姿控火箭发动机的脉冲推力进行测量。研究了晶片数量和切型对压电传感器的固有频率、灵敏度以及零漂的影响,确定了传感器的晶片数量和切型。设计了具有一体化结构的壳体,建立了壳体的刚度数学模型,利用数学模型和有限元结合的方法,对壳体进行了刚度固有频率分析,确定出壳体参数。两对剪切型压电传感器对称布置在壳体弹性环中,依靠传感器与弹性环结合面的摩擦力实现推力传递,从而完成了测试系统的核心一测力平台的设计。采用锤击实验确定出测试系统的幅频特性曲线,研究了附加质量和质心变化对测试系统固有频率的影响。建立了测试系统的静态和动态标定系统,进行了静态和动态标定实验。该测试系统的固有频率和静态性能指标均满足设计要求,但动态标定输出波形上有迭加振荡,且输出幅值小于输入。为了改进测试系统的动态测量性能、消除输出波形上的迭加振荡,首先建立测试系统传递函数模型。在已知幅频和相频特性曲线的条件下,测试系统的传递函数只与阻尼比有关,采用半功率法确定出阻尼比,得到测试系统的传递函数模型。基于该模型,在不改变固有频率的前提下,建立了测试系统的阻尼补偿传递函数模型,解决了阻尼补偿中出现的发散问题。利用阻尼补偿传递函数模型对测试系统的动态标定数据进行了阻尼补偿,验证了这种补偿方法的有效性。采用跟踪误差和冲量误差对补偿前后的推力波形进行了评定,结果表明,该测试系统经补偿后的动态测量误差能够满足姿控火箭发动机脉冲推力的测量要求。(本文来源于《大连理工大学》期刊2011-07-01）
胡海峰,鲍福廷,蔡强,刘旸[5]（2011）在《液体姿控火箭发动机地面试验热结构分析》一文中研究指出以液膜冷却结合辐射冷却的液体姿控火箭发动机为研究对象.采用一体化计算模型分析传热,同时应用有限元方法对给定温度条件的热结构进行了耦合分析,最后讨论了推力室在外压作用及温度载荷条件下结构的屈曲稳定性.计算结果与参考的试验结果接近,最高温度误差为3.67%,说明该一体化计算传热模型的有效性.考虑热载荷作用得到的屈曲载荷值较不考虑热载荷作用提高了大约5.793 3%.该结果为工程设计提供了有益的参考.(本文来源于《航空动力学报》期刊2011年02期）
任宗金,孙宝元,张军,钱敏[6]（2009）在《轨/姿控火箭发动机推力矢量动态测试系统测量原理与动态性能》一文中研究指出基于国防和航天对轨/姿控火箭发动机脉冲推力矢量动态测试的重大需求,以压电石英为力敏,研制了压电式推力矢量动态测试系统。在探讨推力矢量描述参数及计算的基础上,提出了一种推力矢量测量方案。根据静力平衡原理,推导了求解推力矢量的一般方程。改进了非线性模态分析方法,以所获取的实际动态响应曲线为基础,建立了测试系统的理论动力学模型,利用拉普拉斯变换与逆变换、卷积定理,研究了系统的动态性能和脉冲推力测量性能。针对脉冲推力测量过程中所产生的误差,提出了一种基于理论动力学模型的加速度补偿算法。实验结果证明了测量方案和加速度补偿算法的可行性。(本文来源于《航空学报》期刊2009年11期）
邢勤[7]（2008）在《姿控火箭发动机脉动推力测试系统的研制》一文中研究指出姿控火箭发动机是现代空间飞行器的重要组成部分,广泛应用于航天飞机、飞船、动力拦截器、卫星及多级运载器,主要作用是轨道控制、姿态调整、末速修正等。姿控火箭发动机脉动推力的精确测量对于空间飞行器纠偏调姿具有非常重要的意义,不仅能使飞行器及时准确的调整到合适姿态,还能够避免反复调整造成的燃料浪费。针对小推力姿控火箭发动机的特点和测量要求,结合压电石英力传感器对动态力测量的优良特性,设计了一种压电石英推力测量平台。采用两个对称布置的压电石英力传感器作为测力平台的核心,分别采用3对yx单元晶组来测量剪切方向的力,用这种石英晶体多片组合的方法来提高灵敏度,实现对小力值的准确测量。以压电石英测力平台为核心,建立起一套小力值火箭发动机推力测量的静态标定装置,解决了静态标定中液压加载出现的问题。采用解析法和有限元法计算了弹性环刚度,用理论计算验证有限元方法的正确性,并通过实验验证了这两种方法的计算结果。对弹性环进行了刚度固有频率分析,合理选择了弹性环参数,提高了测力平台的输出灵敏度。通过实验获得了测力平台的各项静态性能指标,并对该静态标定系统进行了不确定度分析。结果表明:该压电石英测力平台具有良好的静态特性,其线性度、重复性指标都在0.5%以内,最小分辨力为50mN,且该静态标定系统测量结果的不确定度小于2%。因此,该静态标定系统能够对压电石英测力平台进行标定,测力平台的各项静态指标也能够满足小推力姿控火箭发动机的测量要求。(本文来源于《大连理工大学》期刊2008-12-01）
仵宗华[8]（2008）在《姿控火箭发动机推力测试系统温度影响研究》一文中研究指出随着空间技术的不断发展,对火箭发动机推力测试精度也提出了越来越高的要求。而保证小推力发动机推力测量精度的难点就在于降低环境干扰,特别是温度的影响。火箭发动机喷发产生的热量对测试系统和传感器都有一定的影响,尤其是瞬变的温度对传感器零点温漂的影响更是不能忽视。因此,研究温度对测试系统影响有重要的意义。本文介绍了研制的小力值推力测试平台及静、动态标定系统,通过理论分析确定温度影响因素,并采用有限元模拟分析和试验分析的方法,研究了热传导及温度场对测试系统的影响,得出温度对测试系统的影响规律,根据分析结果确定解决温度影响的方案。测试系统的核心是两个单向压电石英传感器,经过转接架将推力转换成压力作用于测力平台,输出电压即为推力大小。热试车试验时,热量传到转接架前法兰处约80℃,真空舱内温度上升到50℃左右。通过理论分析知:温度对测试系统的影响主要是对机械结构的影响。采用有限元方法对转接架及测试平台进行热力学分析,得出温度、应力分布及变形情况,分析了对传感器的影响规律。设计的热传导及环境温升试验,检测温度对传感器漂移及灵敏度的影响,验证了有限元分析结果。在热传导情况下对系统进行静态、动态标定试验,观测对标定试验的影响。根据理论和试验分析的结果确定解决温度影响方案:连接隔热板、整体水冷防护、密封测试平台,并对隔热方案进行了试验及性能分析。试验及分析结果表明,所研制的推力测试系统能够达到实际工作要求,达到了预期的设计目标;对温度影响所做的分析合理,解决方案切实可行,为测试系统的热试车试验提供了可靠的依据。(本文来源于《大连理工大学》期刊2008-12-01）
孙宝元,任宗金,钱敏,张军[9]（2008）在《轨/姿控火箭发动机推力动态测试系统建模分析》一文中研究指出根据轨/姿控火箭发动机脉冲点火方式下动态推力测试的特点和要求,设计了推力动态测试系统并进行动力学建模,采用模态分析理论研究系统的动态性能,并进行幅频特性与相频特性分析,为该系统在微阻尼条件下测试的不失真提供了理论依据.结合该模型,对测试信号进行傅里叶变换,通过系统幅相频特性与不同频率信号进行代数运算的方法,求得了测试系统动态测试误差,从理论上证明测试系统动态性能满足设计要求.(本文来源于《大连理工大学学报》期刊2008年05期）
张绪虎,汪翔,贾中华,胡欣华,吕宏军[10]（2005）在《小推力姿控轨控火箭发动机材料技术研究现状》一文中研究指出概述了国内外小推力姿控轨控液体火箭发动机新材料的研究和应用进展。姿控轨控液体火箭发动机推力室已从高性能铌/硅化物材料体系向复合材料推力室技术发展,研制耐高温性能更好的新型材料体系和高温抗氧化涂层以及将他们应用于推力室身部的工艺研究是提高姿控轨控液体火箭发动机技术水平的有效途径。(本文来源于《导弹与航天运载技术》期刊2005年06期）
姿控火箭发动机论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
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。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
姿控火箭发动机论文参考文献
[1].卫强,郭红杰,刘洌,梁国柱.基于PXI的液体姿轨控火箭发动机试验测控系统设计与实现[J].航空动力学报.2016
[2].张峥岳,康乃全.轨姿控液体火箭发动机水击仿真模拟[J].火箭推进.2012
[3].高博.姿控火箭发动机脉冲推力测试研究[D].大连理工大学.2012
[4].邢勤.姿控火箭发动机脉冲推力测试系统研究[D].大连理工大学.2011
[5].胡海峰,鲍福廷,蔡强,刘旸.液体姿控火箭发动机地面试验热结构分析[J].航空动力学报.2011
[6].任宗金,孙宝元,张军,钱敏.轨/姿控火箭发动机推力矢量动态测试系统测量原理与动态性能[J].航空学报.2009
[7].邢勤.姿控火箭发动机脉动推力测试系统的研制[D].大连理工大学.2008
[8].仵宗华.姿控火箭发动机推力测试系统温度影响研究[D].大连理工大学.2008
[9].孙宝元,任宗金,钱敏,张军.轨/姿控火箭发动机推力动态测试系统建模分析[J].大连理工大学学报.2008
[10].张绪虎,汪翔,贾中华,胡欣华,吕宏军.小推力姿控轨控火箭发动机材料技术研究现状[J].导弹与航天运载技术.2005
标签：液体姿轨控火箭发动机; 试验测控系统; PXI控制器; 可靠性;