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串联式底排火箭复合增程的推力损失研究

弹道学报 2002年第4期14卷 25-30页

作者：谢宗齐余陵武晓松南京理工大学机械工程学院南京210094

利用分区技术 ,从二维轴对称Euler方程出发 ,应用有限体积TVD格式 ,数值模拟了火箭喷管出口截面处于底排装置空腔中不同位置时的燃气流场 ,并进行了推力损失研究 .结果表明 ,在底排装置空腔中的流动特性很复杂 ,存在涡系结构 ,底排出口... 详细信息

利用分区技术 ,从二维轴对称Euler方程出发 ,应用有限体积TVD格式 ,数值模拟了火箭喷管出口截面处于底排装置空腔中不同位置时的燃气流场 ,并进行了推力损失研究 .结果表明 ,在底排装置空腔中的流动特性很复杂 ,存在涡系结构 ,底排出口截面上的密度、排气速度和压力是影响推力损失的主要因素 ,得出了推力损失随喷管出口截面在底排装置空腔中不同位置时的变化规律。

关键词：数值模拟底排火箭复合增程弹推力损失

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鸭翼展向吹气对发动机推力损失影响的评估

北京航空航天大学学报 2008年第7期34卷 790-793页

作者：温瑞英刘沛清北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191

风洞实验结果表明鸭翼展向吹气能提高飞机大迎角升力,延缓机翼涡破裂,增大飞机失速迎角.但由于鸭翼展向吹气需从发动机引气,这势必对发动机推力和飞机的各项性能产生影响.采用动量定理和耗油率公式对从发动机引气造成的气流质量流量损... 详细信息

风洞实验结果表明鸭翼展向吹气能提高飞机大迎角升力,延缓机翼涡破裂,增大飞机失速迎角.但由于鸭翼展向吹气需从发动机引气,这势必对发动机推力和飞机的各项性能产生影响.采用动量定理和耗油率公式对从发动机引气造成的气流质量流量损失、发动机推力损失和对飞机总升力(引气造成的升力损失和鸭翼吹气获得的升力增量之和)的影响等方面进行了评估,并比较了机翼展向吹气与鸭翼展向吹气两种方式.结果表明,鸭翼展向吹气引气量少、推力损失小,对飞机大迎角机动性能有利,是一种可取的间接涡控制技术.

关键词：鸭翼展向吹气涡控制推力损失飞机总升力

固体火箭发动机燃气舵推力损失的数值分析与测试

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弹箭与制导学报 2010年第2期30卷 155-157页

作者：杜长宝李军中国空空导弹研究院河南洛阳471009 南京理工大学机械工程学院南京210094

燃气舵是实现推力矢量控制(TVC)的一种方式,但在固体火箭发动机(SRM)尾流工作中的燃气舵不可避免的造成一定程度的推力损失,导致发动机性能下降和导弹射程减小。受发动机推力个体差异和量值小限制,给准确测试和评估推力损失数据带来困... 详细信息

燃气舵是实现推力矢量控制(TVC)的一种方式,但在固体火箭发动机(SRM)尾流工作中的燃气舵不可避免的造成一定程度的推力损失,导致发动机性能下降和导弹射程减小。受发动机推力个体差异和量值小限制,给准确测试和评估推力损失数据带来困难。通过数值仿真方法,五分量天平和六分力测力试验,建立了一套相对实用的测试和分析方法,得到了较为精确的推力损失数据,为燃气舵和导弹总体设计提供了依据。

关键词：燃气舵固体火箭推力损失

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船舶动力定位系统推进器推力损失计算

武汉理工大学学报（交通科学与工程版） 2012年第5期36卷 1074-1078页

作者：广超越罗薇武汉理工大学交通学院武汉430063

阐述了船舶动力定位系统(DPS)推进器推力损失的形成机理,采用基于模型试验的半经验计算方法,对推进器与船体之间的相互干扰﹑推进器之间的相互干扰、海流﹑波浪等因素引起的推进器推力损失进行了计算.在已知推进器的参数和布置以及海流... 详细信息

阐述了船舶动力定位系统(DPS)推进器推力损失的形成机理,采用基于模型试验的半经验计算方法,对推进器与船体之间的相互干扰﹑推进器之间的相互干扰、海流﹑波浪等因素引起的推进器推力损失进行了计算.在已知推进器的参数和布置以及海流、波浪等环境载荷参数条件下,计算和分析了DPS推进器在360°的范围内产生推力时的推力损失图.针对计算结果提出了推力最优分配中设置禁区的概念,并对如何减小推力损失的措施进行了探讨.

关键词：动力定位推力损失推进器-船体干扰推进器-推进器干扰推力损失图禁区角

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考虑发动机推力损失的运载火箭容错控制

考虑发动机推力损失的运载火箭容错控制

作者：吴蕾大连理工大学

学位级别：硕士

从国内外运载火箭的发射情况看,发动机故障是运载火箭飞行过程中的主要故障,而推力损失又是其主要表现。当发动机出现推力损失时,燃料不能按预定模式消耗,会导致火箭动力学模型参数出现大的偏差;同时,推力的变化也会导致火箭控制力矩的... 详细信息

从国内外运载火箭的发射情况看,发动机故障是运载火箭飞行过程中的主要故障,而推力损失又是其主要表现。当发动机出现推力损失时,燃料不能按预定模式消耗,会导致火箭动力学模型参数出现大的偏差;同时,推力的变化也会导致火箭控制力矩的变化,从而影响火箭姿态控制系统的稳定性。本文针对上述问题开展了运载火箭发动机推力损失下的容错控制问题研究,主要内容如下:(1)介绍了考虑弹性振动的运载火箭三通道姿态动力学耦合模型;然后介绍了姿态控制的基本方法:PD控制和校正网络设计。在此基础上分析了推力损失对运载火箭动力学特性的主要影响:导致动力学模型参数发生大的偏差和控制力矩的变化。这些都为接下来的容错控制打下基础。(2)针对推力损失导致模型参数出现的大偏差问题,采用了自适应增广控制(Augmenting Adaptive Control,AAC)方法进行容错控制研究。当运载火箭出现推力损失时,由于燃料未按预定模式消耗,导致火箭质量特性发生改变,从而导致刚体和弹性相关系数发生大的偏差。对此,首先对刚体参数的大偏差问题开展了AAC研究,分析了AAC自适应调整的机理,给出了AAC中各设计参数对控制效果的影响规律和选取方法;然后进一步对弹性频率和振型斜率的大偏差问题进行了研究。仿真结果验证了AAC对火箭推力损失导致的模型参数的大偏差问题具有良好的适用能力。(3)针对推力损失导致控制力矩变化的问题,分别采用了控制力矩重构和AAC结合力矩重构的方法进行了容错控制研究。发动机推力损失会导致推力不平衡而产生干扰力矩,同时还会导致控制力矩发生变化。对此,结合AAC和控制力矩重构方法,提出了AAC与控制力矩重构相结合的容错控制方法,并进行研究。仿真结果表明,所提出的容错控制方法能很好的改善推力损失下的系统响应,但是需注意高增益带来的振荡问题。

关键词：运载火箭推力损失容错控制自适应增广控制控制力矩重构

同方学位论文库评论

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风浪中螺旋桨推力损失计算

船舶 2005年第3期16卷 20-23页

作者：张永胜陆冬青芮振峰石爱国杨宝璋海军大连舰艇学院大连116013

舰船在风浪中摇荡时,螺旋桨推力将发生明显变化。该文提出了一种在非规则波中舰船螺旋桨推力损失的计算方法。仿真表明,该方法可用于舰船失速、螺旋桨水动力性能等的分析和计算。

关键词：螺旋桨损失计算风浪水动力性能计算方法推力损失非规则波舰船摇荡

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常见故障原因:液体发动机推力损失

太空探索 2020年第11期 34-37页

作者：迟惑不详

相对于其他问题,"液体发动机推力损失"是过去几十年来航天发射任务失败的最常见原因。自1975年以来,在大约241起故障中,共有73起或30%是由于液体发动机推力损失(不包括爆炸或点火失败的液体发动机)造成的。这些故障大多造成了灾难性的后... 详细信息

相对于其他问题,"液体发动机推力损失"是过去几十年来航天发射任务失败的最常见原因。自1975年以来,在大约241起故障中,共有73起或30%是由于液体发动机推力损失(不包括爆炸或点火失败的液体发动机)造成的。这些故障大多造成了灾难性的后果,也有一些仅仅造成了部分损失。

关键词：推力损失液体发动机航天发射点火失败常见原因故障灾难性

实践九号编队飞行轨控中的姿轨耦合与推力损失研究

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空间控制技术与应用 2013年第6期39卷 1-5,11页

作者：苟兴宇李克行张斌刘捷谭田董筠白旭辉北京控制工程研究所北京100190 空间智能控制技术重点实验室北京100190 航天东方红卫星有限公司北京100094

实践九号A、B双星系统于2012年11月5日成功完成中国首次自主编队异面绕飞试验.对其配置条件及设计要求进行了介绍,对轨控中的姿轨耦合问题与推力损失问题进行了描述和分析,给出工程中处理办法与数值仿真结果.实际在轨典型轨控结果表明,... 详细信息

实践九号A、B双星系统于2012年11月5日成功完成中国首次自主编队异面绕飞试验.对其配置条件及设计要求进行了介绍,对轨控中的姿轨耦合问题与推力损失问题进行了描述和分析,给出工程中处理办法与数值仿真结果.实际在轨典型轨控结果表明,通过轨控前仿真对遥控注入的轨控加速度进行修改,实现了对实际开机时间的合理延拓,保证了轨控的精度.

关键词：实践九号卫星编队飞行姿轨耦合推力损失

亚轨道飞行器推力常值损失下应急上升段飞行程序设计

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导弹与航天运载技术 2014年第6期 1-4页

作者：王文虎李新国中北大学机电工程学院太原030051 西北工业大学航天学院西安710072

针对亚轨道飞行器(SRLV)应急返回任务,在分析不同故障时段所具有的飞行特点的基础上,提出一种发动机推力常值损失下应急大气上升段飞行程序设计方法。该方法采用随动压变化的正攻角设计方案用于故障后飞行程序设计,使得不同故障时刻SRL... 详细信息

针对亚轨道飞行器(SRLV)应急返回任务,在分析不同故障时段所具有的飞行特点的基础上,提出一种发动机推力常值损失下应急大气上升段飞行程序设计方法。该方法采用随动压变化的正攻角设计方案用于故障后飞行程序设计,使得不同故障时刻SRLV均能够安全到达低动压环境。仿真结果表明,不同故障时刻,该方法均能够在满足弯矩约束、攻角限制的情况下使得故障飞行器安全到达预定高度,为后续应急返回机动飞行提供了有利的飞行条件。

关键词：应急返回推力损失亚轨道飞行器飞行程序设计