简介：22N双组元液体火箭发动机采用四氧化二氮和一甲基肼为推进剂,在这样小的发动机中认为产生一次切向不稳定燃烧是不可能的,因为,这需要有极高的振荡频率。1991年,一台22N火箭发动机在常规的验收试验中,遇到燃烧室被烧毁时,就否认了是高频不稳定引起的。由于缺乏高灵敏的测试仪器和基于高振荡频率的一次切向不稳定燃烧是不可能产生的认识,因此,进行了大量的故障原因分析工作。后来的研究结果证明,50000Hz频率左右的一次切向不稳定燃烧是能够出现的。而改变喷注器集液腔容积和应用亥姆霍兹谐振器,便能成功地消除这种类型的不稳定燃烧。

简介：翼身组合体静强度试验作为关键性的强度研发试验，在飞机研制过程中一直备受关注。加载端盖能满足翼身组合体试验加载及约束要求，是翼身组合体试验常用的支持形式。本文根据加载端盖受力特点讨论了加载端盖结构设计中重点关注的问题，提出了加载端盖结构有限元建模方案，并针对某型飞机翼身组合体前、后机身加载端盖进行有限元分析，给出了分析结果和强度校核结论，为该型飞机翼身组合体加载端盖的设汁提供了重要支持。同时，为该类结构提供了一套有限元建模分析方法。

简介：本文介绍了Dasa（戴姆勒-奔驰宇航公司）新型的400N远地点发动机鉴定试验结果。该发动机采用MMH/N2O4地球可贮存推进剂,其比冲比Dasa第一代再生冷却的远地点发动机至少提高98m/s。根据Dasa10N推力室的经验,新型的400N发动机也采用了无涂层的铂合金推力室,同时喷注器也进行了改进,能够满足性能指标要求。一台发动机完成了鉴定试验,先进行一般的验收试验,接着进行鉴定试验。经充分的验证表明,发动机在420N、入口压力1.7MPa状态下,额定比冲3116m/s.在鉴定试验中,发动机共消耗推进剂2663kg,重复点火起动128台次,并完成10个完整的热循环。最长工作时间4000s,热和冷的推进剂入口温度45℃和0℃。He气引入的发动机稳定性评定,高温起动能力以及从1.3MPa至2.0MPa的供应压力的变化等,均作为鉴定试验大纲的内容。本文阐述了鉴定试验的结果,并进行了讨论。另外,还报告了三台发动机在轨飞行结果。

简介：论述了发动机试验工艺系统多余物产生机理、多余物控制的基本要求，提出了一种基于VFW技术建立的便携式简易内窥镜多余物图像检测系统。主要对软件设计思路进行了论述，并详细介绍了该系统在现有试车台工艺系统多余物控制中的应用，该技术的应用实现了多余检测过程的数字化管理，提高了试验系统单元部件多余物检测效率。并使检测手段便捷化。

简介：ARC公司22N挤压式反作用力控制系统姿控发动机已通过大落压工况下的delta-验证。delta-验证由以下内容组成:通过热试车分析发动机工作条件、演示性能和寿命能力。试验包括占空比从12%到97%及入口压力从2.5MPa到0.5MPa的工作循环,入口压力的变化演示了从39%到129%的工况调节能力。对发动机工作条件和试验情况进行了总结,认为该发动机设计满足大落压工况要求。

简介：通过研究固体发动机密封结构主要部件橡胶O形密封圈的力学性能，应用积分类随机有限元法实现了密封结构随机因素下的结构响应，完成了固体发动机密封结构在长时间贮存老化和工作状态下的力学性能模拟及随机有限元可靠性分析。

简介：为解决复合材料接头强度分析中由于接触造成的收敛困难问题，自定义了具有特殊本构关系的粘接元用来模拟接触，该单元只能传递压力而不能传递拉力。自定义的粘接元被置于两接触对之间用来传递接触压力，从而保证了接触体之间在接触面上的变形协调关系。同时，建立了复合材料单钉接头的三维累积损伤有限元模型。在文献[1，5]的材料性能退化模型基础上，对纤维及基体压缩破坏的刚度退化模式做了改进，并利用自定义粘接元接触技术及改进后的刚度退化方法对模型进行了有限元模拟。最后，进行了四组相应试验件的试验验证，试验结果和模拟结果吻合较好，证明了自定义粘接元接触技术，以及本文中模型和算法的有效性。

简介：航天产品多余物控制是保证和提高航天型号研制质量的一项重要内容。现有的航天产品多余物控制方法和装置普遍存在检测效率低、精度低及价格高等问题。针对上述现象,设计了一种基于STM32微处理器的液体火箭发动机管路的多余物自动检测及清洗系统。系统由超声波管路清洗装置、多余物检测装置、上位机和信号采集装置组成。基于STM32微处理器的控制功能,能够实现对发动机管路多余物的自动清洗和检测,并能够实现液位信息和清洗结果的实时采集、传输、显示和存储,并可根据检定结果触发清洗装置进行二次清洗。同时,系统能在自动清洗和手动清洗之间进行切换。旨在解决液体火箭发动机管路多余物的检测和排除的问题,并有效地提高多余物检测和控制的效率和可靠性。

简介：一种铼作为基材、铱作为涂层和铱-陶瓷氧化物作为复合涂层的22N推力室,采用GO2/GH2进行了热试。推力室完成了以下试验,一台在额定混合比（MR）4.6,室压（Pc）0.469MPa下,工作了将近39h;另一台在额定混合比5,8,室压0.621MPa下,工作了13h以上。另外四台推力室,采用改进的工艺制造的铱-氧化物作为复合涂层/Re推力室也进行了热试。在GO2GH2低混合比下的试验表明:在地面可贮存推进剂的相对较低氧化气氛的燃气中,燃烧室的寿命能大大提高。在靠近喷注器附近的区域里,处于混合比接近17的试验表明:混合过程的推进剂可能使铱涂层破坏,而氧化物涂层则起着保护涂层的作用。铱一氧化物复合涂层/Re推力室能够在苛刻的氧化燃烧气氛中使用,如高混合比GO2/GH2、氧/烃以及液体火炮推进剂。其中一台在额定混合比16.7,室压0.503MPa下,工作了1.3小时。

简介：为消减液氧/煤油火箭发动机试验过程中工艺管道的多余物,消除试车隐患,基于人机环境系统理论,从人机环境综合考虑,对多余物产生的主要环节进行分析,探寻工艺管道多余物产生的根源。根据集对理论,分析影响因素间的同一度、对立度、波动度,探讨人机环境因素间耦合关系,确定多余物产生的关键因素。针对多余物的人机环境关键因素,结合实际工作,制定液体火箭发动机试验过程的多余物控制及检查方法,有效减少或消除发动机试验过程多余物的产生,保证发动机试验过程顺利安全进行。

简介：利用GEMCHIP程序的数值模拟方法.检验了燃料液膜冷却的双组元发动机边界层扰流块对燃烧性能的改善,以及性能的增益与扰流块几何形状的关系。改善燃烧的主要机理是在于强化了中心区和边界区火焰的燃烧。即处于中心区的燃料液滴的正常燃烧和被边界层扰流块迫使参与液膜冷却的燃料液滴向中心区转移而加强。另外,扰流块后的尾区里的一些氧化剂液滴.在富燃的近壁区开始了共轭燃烧。对于一种没有预先混合的双组元喷注器,在有扰流块的燃烧室中。氧化剂和燃料的燃烧效率所得到的增益,高达20～30％。为改善燃烧,对扰流块的三种结构方案进行了模拟实验,其中,裁面为三角形和矩形的扰流块结构在燃烧效率上比截面为半圆形的扰流块能获得更高的增益。对于预先混合型的喷注器(有很高的燃烧效率),燃烧效率的增益相当高,其总的燃烧效率达到0.99甚至更高。本文还讨论了将来的研究领域,涉及燃烧中的涡流问题。

简介：针对双组元液体远地点火箭发动机采用液膜冷却的工作特点,分析了矩形、三角形以及两者混合结构等不同形状的扰流环对发动机燃烧性能的影响,得到了不同形状以及处于不同位置时的扰流环对发动机内流场以及燃烧效率影响结果.分析表明,数值计算的结果与发动机试验相符合,为液体远地点发动机的扰流环设计提供了重要参考.

简介：本文论述了大容量、长寿命卫星使用的双组元统一推进系统,分析了国外同类系统的演变过程和发展趋势,提出了我国未来卫星双组元统一推进系统的发展方向.

简介：本文对卫星姿态控制和反作用控制用单组元推进剂供应系统的落压特性和水击特性进行了试验研究,并用理论模型模拟了落压过程,计算结果与试验数据非常吻合。试验测得的过滤器和隔离阀的摩擦系数是与压力有关的,这些组件的压降与其入口压力的相关关系必须予以考虑,以便获得准确的模拟解。在推进剂供应系统落压式工作的初始阶段,系统中压力下降的速度很快。隔离阀对水击压力波有显著影响,它提高了水击压力波的峰值和频率。

简介：简要介绍了最新颁布(2002年6月17日)的美国军用手册MIL-HDBK-17F《复合材料手册》，探讨了性能表征对复合材料在结构中应用的作用，概述了国内的研究现状，并具体介绍了MIL-HDBK-17F中对国内复合材料体系研究及在结构应用中可借鉴的若干内容，并对我国复合材料性能表征标准化提出了建议。