基于牛顿迭代和凸优化的主动推力调节弹道规划方法

1

作者 张亮 赵康伟 +2 位作者 张志平 匡东政 李源 《中国惯性技术学报》 EI CSCD 北大核心 2023年第12期1220-1227,共8页

针对运载火箭弹道规划难以满足定量气动约束的问题,提出牛顿迭代和凸优化相结合的主动推力调节弹道规划方法。首先,基于四维牛顿迭代法在不考虑风场影响和过程约束条件下设计一条标准弹道。然后,基于主动段最大气动弯矩值(考虑风场),采... 针对运载火箭弹道规划难以满足定量气动约束的问题,提出牛顿迭代和凸优化相结合的主动推力调节弹道规划方法。首先,基于四维牛顿迭代法在不考虑风场影响和过程约束条件下设计一条标准弹道。然后,基于主动段最大气动弯矩值(考虑风场),采用一维牛顿迭代法获得推力主动调节系数,以满足运载火箭在大风区的气动弯矩约束要求。针对推力调节后对入轨点参数的影响,在二级飞行段采用了两步校正参数自适应调节的序列凸优化方法,从而满足运载火箭入轨约束。最后,在三条不同目标轨道下对算法有效性进行了验证。仿真结果表明,在尽可能不减少运载火箭运载力和影响能量最优性的条件下,所提方法可以满足气动弯矩值小于2800 Pa·rad的定量要求,且入轨高度偏差小于60 m。 展开更多

关键词 运载火箭 推力调节 牛顿迭代 凸优化

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全流量补燃循环液氧甲烷发动机推力调节方案研究

2

作者 邢理想 苏展 +2 位作者 张航 武晓欣 张卫红 《宇航总体技术》 2023年第4期33-40,共8页

无毒、无污染的大推力可重复使用液氧甲烷发动机成为研究热潮,以200 t级全流量补燃循环液氧甲烷发动机为研究对象,结合真实气体效应下涡轮绝热功模型和低温冷却套模型,对比分析了发动机多种调节元件设置方案,结果表明富氧发生器、富燃... 无毒、无污染的大推力可重复使用液氧甲烷发动机成为研究热潮,以200 t级全流量补燃循环液氧甲烷发动机为研究对象,结合真实气体效应下涡轮绝热功模型和低温冷却套模型,对比分析了发动机多种调节元件设置方案,结果表明富氧发生器、富燃发生器副路调节元件分别设置为调节器和节流阀时,发动机推力和混合比耦合程度相对较低,利于单一工况参数的调节。在此系统方案基础上,通过仿真对比分析,选择出了最佳推力调节方案。 展开更多

关键词 全流量补燃循环 液氧甲烷 推力调节

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开式循环液氧煤油发动机推力调节特性分析

3

作者 王通 刘上 +1 位作者 姜垒 韩红伟 《火箭推进》 CAS 2023年第2期57-65,82,共10页

以开式循环液氧煤油发动机为研究对象,重点建立了冷却套传热模型,并嵌入发动机系统静态模型,通过试车数据验证了静态模型的准确性。通过静态调节仿真计算,对比5种不同推力调节方案的特性。结果表明:氧副路调节方案和涡轮燃气分流方案不... 以开式循环液氧煤油发动机为研究对象,重点建立了冷却套传热模型,并嵌入发动机系统静态模型,通过试车数据验证了静态模型的准确性。通过静态调节仿真计算,对比5种不同推力调节方案的特性。结果表明:氧副路调节方案和涡轮燃气分流方案不能满足要求;主路节流方案、副路双路调节方案和氧副路双工位阀+燃料副路调节器方案均可以实现发动机推力的大范围调节;综合考虑调节元件的设计难度和发动机应用需求,氧副路双工位阀+燃料副路调节器方案有望在工程研制中得到应用。 展开更多

关键词 开式循环 液氧煤油发动机 静态特性 系统仿真 推力调节方案

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基于扰流片式推力矢量发动机的推力调节模型研究

4

作者 张汝衡 杨军 +2 位作者 姚保江 杨石林 张兵峰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第2期296-304,共9页

为研究扰流片式推力矢量机构通过推力调节,实现诱饵弹定高悬浮机动飞行的机理,本文在拟合得到推力调节幅度和伺服机构位移的函数关系的基础上,建立了一种扰流片式推力矢量系统模型。模型根据俯仰、偏航和高度通道输出的期望推力指令,反... 为研究扰流片式推力矢量机构通过推力调节,实现诱饵弹定高悬浮机动飞行的机理,本文在拟合得到推力调节幅度和伺服机构位移的函数关系的基础上,建立了一种扰流片式推力矢量系统模型。模型根据俯仰、偏航和高度通道输出的期望推力指令,反算出伺服机构位移,进而控制扰流片组合差动,对悬浮式诱饵弹产生主推力调节和侧向力调节。诱饵弹60m定高飞行仿真试验表明:推力矢量系统模型输出的主推力和侧向力与控制系统输出的期望推力一致,推力响应时间在100ms内。说明该模型能够实现诱饵弹定高悬浮和悬浮机动飞行中的姿态调节,且模型在快响应系统中具有实现性。扰流片非同步旋转的原理样机点火试验表明:推力矢量系统模型产生的主推力与试验结果偏差在5%以内,侧向力与试验结果偏差在3%以内,验证了该模型计算得到的推力矢量具有正确性。 展开更多

关键词 诱饵弹 扰流片 推力矢量系统模型 推力矢量调节 悬浮机动

原文传递

粉末火箭发动机推力调节试验研究 被引量：9

5

作者 张胜敏 杨玉新 胡春波 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第3期347-350,共4页

为了验证粉末火箭发动机的多次点火启动及推力调节等技术,利用设计的发动机开展了试验研究。研究结果表明,在高能火花塞作用下,粉末火箭发动机可实现多次点火启动及关机,且启动及关机的次数、时间间隔等可随意调节;通过调节粉末燃料和... 为了验证粉末火箭发动机的多次点火启动及推力调节等技术,利用设计的发动机开展了试验研究。研究结果表明,在高能火花塞作用下,粉末火箭发动机可实现多次点火启动及关机,且启动及关机的次数、时间间隔等可随意调节;通过调节粉末燃料和氧化剂的流量,可实现粉末火箭发动机的推力调节技术,推力调节比达到6.5。 展开更多

关键词 粉末火箭发动机 试验研究 推力调节 点火 关机

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补燃循环发动机推力调节过程建模与仿真研究 被引量：16

6

作者 陈宏玉 刘红军 《火箭推进》 CAS 2014年第1期18-24,共7页

以补燃循环液氧煤油发动机为研究对象,对其推力调节特性进行了研究。建立了描述补燃循环发动机瞬变过程的数学模型,提出了求解供应系统管路内液体瞬变流控制方程的Chebyshev伪谱方法,应用该模型对补燃循环液氧煤油发动机的推力调节特性... 以补燃循环液氧煤油发动机为研究对象,对其推力调节特性进行了研究。建立了描述补燃循环发动机瞬变过程的数学模型,提出了求解供应系统管路内液体瞬变流控制方程的Chebyshev伪谱方法,应用该模型对补燃循环液氧煤油发动机的推力调节特性进行了仿真计算,并将计算结果与试验数据进行了对比分析,验证了模型和算法的合理性。研究结果表明:对于所研究的补燃循环发动机系统而言,通过调节发生器中较少组元的流量,改变涡轮泵的功率,可很好地实现调节推力的目的,且该推力调节系统具有良好的动态调节品质和很强的抗干扰性。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 补燃循环 推力调节 数值仿真 Chebyshev伪谱方法

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基于机电伺服控制的液氧煤油发动机推力调节技术 被引量：8

7

作者 张晓光 董国创 陈晖 《载人航天》 CSCD 北大核心 2020年第2期230-236,共7页

针对补燃循环液氧煤油发动机推力调节需求,根据发动机系统特点,提出了基于机电伺服控制的发动机推力调节方案。论证了推力调节机电伺服系统组成、工作过程、机电伺服作动器和伺服控制器方案;提出了系统功能失效安全的伺服系统故障保护... 针对补燃循环液氧煤油发动机推力调节需求,根据发动机系统特点,提出了基于机电伺服控制的发动机推力调节方案。论证了推力调节机电伺服系统组成、工作过程、机电伺服作动器和伺服控制器方案;提出了系统功能失效安全的伺服系统故障保护方案以及融合伺服控制器自检测和自诊断结果、发动机热力参数的发动机推力调节故障监控方案;开展了推力调节机电伺服系统稳动态特性仿真、负载模拟试验、冷调试验、环境试验和发动机热试考核。结果表明:该系统调节性能、可靠性和环境适应性满足发动机推力调节应用需求。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 推力调节 机电伺服 液氧煤油

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发动机推力调节能力对系列构型运载火箭总体性能影响研究 被引量：10

8

作者 范瑞祥 郑立伟 +1 位作者 宋强 黄兵 《载人航天》 CSCD 2014年第5期393-398,共6页

调研了国外运载火箭液体发动机推力调节能力,重点介绍了俄罗斯RD-180发动机和美国SSME发动机分别在宇宙神系列运载火箭和航天飞机中的应用情况,以2500 kN推力量级的液氧煤油发动机为基础级核心动力,采用模块化设计思路构建了包含四种构... 调研了国外运载火箭液体发动机推力调节能力,重点介绍了俄罗斯RD-180发动机和美国SSME发动机分别在宇宙神系列运载火箭和航天飞机中的应用情况,以2500 kN推力量级的液氧煤油发动机为基础级核心动力,采用模块化设计思路构建了包含四种构型的系列运载火箭,并以系列构型火箭总体性能最优为目的,开展了发动机推力调节能力对运载火箭运载能力、落区调整、减载设计等总体性能参数的影响分析工作,最后提出了我国2500 kN推力量级液氧煤油发动机的推力调节需求。 展开更多

关键词 运载火箭 推力调节 发动机

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补燃循环发动机推力调节研究 被引量：7

9

作者 张小平 《火箭推进》 CAS 2008年第4期1-5,共5页

推力调节是提高液体火箭发动机适应性和运载火箭性能的有效措施。研究认为补燃循环发动机最佳的推力调节方案是调节预燃室中较少组元的流量,通过控制预燃室的温度,改变涡轮泵的功率,最终达到调节推力的目的。由于补燃循环发动机推力调节... 推力调节是提高液体火箭发动机适应性和运载火箭性能的有效措施。研究认为补燃循环发动机最佳的推力调节方案是调节预燃室中较少组元的流量,通过控制预燃室的温度,改变涡轮泵的功率,最终达到调节推力的目的。由于补燃循环发动机推力调节时,对预燃室温度的影响较大,推力向上调节幅度不宜过大,但可进行较大幅度的向下调节。上述推力调节方案对发动机比冲的影响很小,可以忽略不计;对发动机混合比的影响也较小,只需在大范围推力调节时考虑;推力调节速率不宜过快,应小于20%/s。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 补燃循环 推力调节

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固体火箭冲压发动机推力调节和进气道喘振保护的切换控制 被引量：1

10

作者 牛文玉 刘顶新 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2015年第4期93-96,100,共5页

文中研究了固体火箭冲压发动机推力调节和进气道喘振保护的切换控制。首先建立了燃气流量调节系统和发动机的动态模型,并分析了燃气流量及进气道出口压力的负调响应特性。然后建立了固体火箭冲压发动机多回路切换控制系统,最后通过仿真... 文中研究了固体火箭冲压发动机推力调节和进气道喘振保护的切换控制。首先建立了燃气流量调节系统和发动机的动态模型,并分析了燃气流量及进气道出口压力的负调响应特性。然后建立了固体火箭冲压发动机多回路切换控制系统,最后通过仿真分析了推力调节和进气道喘振保护回路的切换过程及控制器积分限幅对切换过程的影响。研究表明固体火箭冲压发动机多回路闭环切换控制的引入,有利于兼顾发动机性能充分发挥和工作安全性的矛盾。 展开更多

关键词 冲压发动机 推力调节 进气道喘振保护 切换控制

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推力调节阀流场分析

11

作者 张成印 徐姗姗 鲍锦华 《载人航天》 CSCD 2016年第2期169-174,共6页

为研究推力调节阀结构对内流场分布及流量特性的影响,利用计算流体力学方法对窗口式气体调节阀的流场进行了仿真计算,该调节阀在作为软着陆下降级的液氧/甲烷发动机中起到推力调节作用。仿真得到了调节阀流场的压力分布、速度分布。速... 为研究推力调节阀结构对内流场分布及流量特性的影响,利用计算流体力学方法对窗口式气体调节阀的流场进行了仿真计算,该调节阀在作为软着陆下降级的液氧/甲烷发动机中起到推力调节作用。仿真得到了调节阀流场的压力分布、速度分布。速度场分布给出了流场中各处流速分布及漩涡出现位置,证明了出口锥角对流场导流作用,能显著影响出口流场中的漩涡数量;压力场结果准确表明流场中节流只发生在窗口位置,不存在二次节流,验证窗口设置及结构的合理性;计算得到了不同调节工况下调节阀的流量系数,变化趋势为随着推力工况增高而降低。 展开更多

关键词 下降级 推力调节 液氧/甲烷 窗口调节阀 CFD

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Al/AP粉末火箭发动机推力调节性能试验 被引量：4

12

作者 武冠杰 任全彬 +2 位作者 李超 李悦 胡春波 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第5期543-548,共6页

基于气压驱动活塞、气体夹带颗粒输运的粉末供给方式,通过调节驱动气量和流化气量,改变粉末推进剂质量流率。采用40μm Al粉和100μm AP粉末分别作为燃料和氧化剂,对Al/AP粉末火箭发动机进行变推力点火试验。结果表明,随着粉末火箭发动... 基于气压驱动活塞、气体夹带颗粒输运的粉末供给方式,通过调节驱动气量和流化气量,改变粉末推进剂质量流率。采用40μm Al粉和100μm AP粉末分别作为燃料和氧化剂,对Al/AP粉末火箭发动机进行变推力点火试验。结果表明,随着粉末火箭发动机燃烧室压强的升高,Al/AP粉末的燃烧效率不断增加,燃烧效率最高可达到86.7%;在变推力调节阶段,AP粉末流量转调时间为1.1 s,Al粉末的流量转调时间为1.7 s;在喷管喉径为8 mm且氧燃比不变的情况下,推力调节比能达到1∶2.94,可实现粉末火箭发动机对推力调节的需求。 展开更多

关键词 Al/AP粉末火箭发动机 粉末供给系统 燃烧效率 推力调节

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膨胀循环液体火箭发动机推力调节阀仿真研究 被引量：3

13

作者 付军锋 赵凤红 《火箭推进》 CAS 2013年第6期12-18,59,共8页

根据某膨胀循环液体火箭发动机推力调节阀的结构及工作原理,通过理论分析建立了推力调节阀的数学模型,并利用AMEsim软件构建了推力调节阀的仿真计算模型,对其进行了仿真计算。计算了发动机额定工况、高工况和低工况参数下推力调节阀内... 根据某膨胀循环液体火箭发动机推力调节阀的结构及工作原理,通过理论分析建立了推力调节阀的数学模型,并利用AMEsim软件构建了推力调节阀的仿真计算模型,对其进行了仿真计算。计算了发动机额定工况、高工况和低工况参数下推力调节阀内部各压力及流量参数,并对推力室室压、调节阀出口压力和氢主文氏管入口压力变化引起的调节阀主阀流量变化趋势进行了计算分析,得到了调节阀内部各压力参数及流量的变化规律。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 推力调节阀 AMESIM 仿真

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富氧补燃循环液氧煤油发动机深度推力调节方案对比分析 被引量：5

14

作者 王海燕 邢理想 +1 位作者 高玉闪 陈文 《载人航天》 CSCD 北大核心 2019年第3期389-396,共8页

针对富氧补燃循环液氧煤油发动机目前推力调节范围窄的问题,以某型富氧补燃循环液氧煤油发动机为原型,建立了发动机非线性静态数学模型,利用Matlab计算分析了5种推力调节方案,其中调节推力室供应路流量的方案不可行;调节燃气发生器燃料... 针对富氧补燃循环液氧煤油发动机目前推力调节范围窄的问题,以某型富氧补燃循环液氧煤油发动机为原型,建立了发动机非线性静态数学模型,利用Matlab计算分析了5种推力调节方案,其中调节推力室供应路流量的方案不可行;调节燃气发生器燃料路流量会引起燃气发生器混合比严重偏离稳定工作点;联合调节燃气发生器燃料路和氧路流量使得系统复杂;调节涡轮燃气流量可获得较宽推力调节范围,未来将针对该调节方案开展技术研究。 展开更多

关键词 富氧补燃循环 液氧煤油发动机 推力深度调节特性 涡轮燃气分流

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固液火箭冲压发动机推力调节的一种方法

15

作者 李非 陈武群 《现代防御技术》 2001年第5期28-30,共3页

推力调节是整体式固液火箭冲压发动机研究的一项关键技术。基于发动机推力调节工作原理 ,推导了一种推力调节方法 ,数字仿真结果证明了该方法的可行性。

关键词 固液火箭冲压发动机 推力调节 数字仿真 工作原理

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推力调节需求优化设计研究 被引量：2

16

作者 容易 王俊峰 +2 位作者 祁峰 秦旭东 李文清 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2020年第4期1-6,共6页

为了提高运载火箭的精细化设计水平,在系统调研分析国内外发动机推力调节技术应用的基础上,对运载火箭的起动段、最大动压段和最大过载段等关键飞行段应用推力调节技术,可以实现分级起动、降低动压和降低飞行过载等效果,大大改善了运载... 为了提高运载火箭的精细化设计水平,在系统调研分析国内外发动机推力调节技术应用的基础上,对运载火箭的起动段、最大动压段和最大过载段等关键飞行段应用推力调节技术,可以实现分级起动、降低动压和降低飞行过载等效果,大大改善了运载火箭的整体飞行性能。 展开更多

关键词 运载火箭 推力调节 优化设计

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大型飞机推力调节应急飞行控制研究 被引量：1

17

作者 唐志帅 刘兴华 《民用飞机设计与研究》 2016年第1期21-24,44,共5页

推力调节(Propulsion Controlled Aircraft,以下简称PCA)应急飞行控制作为一种替代的控制策略,能够通过仅调节发动机推力,对常规操纵舵面失效的飞机提供一定的控制能力。首先从动力学角度对推力调节的可行性进行了分析,并在此基础上建立... 推力调节(Propulsion Controlled Aircraft,以下简称PCA)应急飞行控制作为一种替代的控制策略,能够通过仅调节发动机推力,对常规操纵舵面失效的飞机提供一定的控制能力。首先从动力学角度对推力调节的可行性进行了分析,并在此基础上建立了PCA总体方案,然后采用内环增稳、外环设计PID控制器的方法,完成了PCA纵向航迹倾斜角控制器、横航向滚转角控制器的设计,仿真结果表明利用推力调节实现航迹控制是可行的。最后将所设计的控制器应用于自动着陆系统,飞机能够准确跟踪航迹,满足性能要求。 展开更多

关键词 推力调节 应急飞行控制 自动着陆

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基于实例推理的推力调节装置设计 被引量：1

18

作者 周福祥 刘玉祥 龙永松 《兵器装备工程学报》 CAS 北大核心 2019年第A01期248-253,共6页

通过梳理推力调节装置的设计知识和设计流程,进行基于实例推理的推力调节装置设计研究,形成设计流程模板。设计师能快速的根据设计需求,获取满足要求的推力调节装置方案。

关键词 推力调节装置 实例推理 流程模板 实例修改 实例表示

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推进剂压强指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响研究 被引量：2

19

作者 侯文国 牛禄 +2 位作者 周伟华 孙长宏 杨永强 《上海航天》 2016年第4期102-107,共6页

为获取推进剂压强指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响,用小偏差方法建立喉栓式变推力固体火箭发动机控制模型。讨论了几何法、CFD仿真(气动)法和冷流试验法建立喉栓组件控制模型的适用性,根据结果选用气动喉部进行计算... 为获取推进剂压强指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响,用小偏差方法建立喉栓式变推力固体火箭发动机控制模型。讨论了几何法、CFD仿真(气动)法和冷流试验法建立喉栓组件控制模型的适用性,根据结果选用气动喉部进行计算,给出了喉栓发动机推力模型。研究了采用正、负压力指数推进剂的喉栓发动机推力调节特性,发现正压力指数推进剂会导致推力负调出现,负压力指数推进剂可避免推力负调产生。通过单喉栓推力调节试验验证了模型的正确性。仿真表明:推进剂正压力指数越大,压强波动就越大,推力变化越大,响应时间越长;推进剂负压力指数的绝对值越大,压强波动越小,推力变化越大,响应时间越短。分析结果对相关控制策略研究有一定的参考价值。 展开更多

关键词 固体火箭 喉栓发动机 推力调节 小偏差方法 控制模型 非最小相位系统 负压力指数 推力负调

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节流式燃/氧分离组合固体发动机推力性能调节数值研究

20

作者 王革 杨铭 +2 位作者 王富祺 关奔 王立民 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2024年第1期35-43,共9页

节流式燃/氧分离组合固体发动机将燃烧室分为富燃燃烧室和富氧燃烧室,采用富燃固体推进剂和富氧固体推进剂串联装填的形式,在两个燃烧室中间增加节流阀,通过调节节流阀开度实现推力调节。利用商业软件对节流式燃/氧分离组合固体发动机... 节流式燃/氧分离组合固体发动机将燃烧室分为富燃燃烧室和富氧燃烧室,采用富燃固体推进剂和富氧固体推进剂串联装填的形式,在两个燃烧室中间增加节流阀,通过调节节流阀开度实现推力调节。利用商业软件对节流式燃/氧分离组合固体发动机在节流阀流道半径不同时的工作状态进行模拟,研究节流式燃/氧分离组合固体发动机的工作特性,获得节流式燃/氧分离组合固体发动机燃气流动和掺混特征,揭示节流式燃/氧分离组合固体发动机推力调节机理以及节流阀流道半径对节流式燃/氧分离组合固体发动机燃烧效率的影响规律。研究发现:节流阀流道开度(即节流阀流道半径R)减小可增大发动机推力;随着节流阀开度的减小,节流阀出口燃气马赫数随之增大,而发动机燃烧效率却出现先增大后减小的规律,当节流阀出口燃气流动达到临界状态时发动机燃烧效率出现最大值。 展开更多

关键词 固体火箭发动机 燃/氧分离发动机 推力调节 燃烧效率

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