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铝粉粒径对高铝含量富燃料推进剂一次燃烧性能的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
通过改变铝粉粒径大小制作高铝含量推进剂,在此基础上进行热分析试验、爆热测试以及燃速测试,分析总结了铝粉粒径大小对推进剂一次燃烧性能的影响。推进剂各组分相同时,热分析结果表明,推进剂凝相反应程度相近,铝粉粒径大小对推进剂凝相反应没有明显影响;爆热测试和燃速测试表明,超细铝粉可显著改善推进剂燃烧性能,提高燃速和爆热、降低压强指数,减少燃烧产物结块、改善产物分散性;同时,超细铝粉由于自身小尺寸优势在推进剂的燃烧过程中更多地参与了气相反应,提高了推进剂气相放热量。通过以上实验分析得出,铝粉主要参与推进剂气相反应,铝粉粒径大小对推进剂气相反应影响较大。 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(4)
理论计算丁羟推进剂组分对凝聚相产物的影响,利用充氮气密闭装置收集含微米级铝粉丁羟推进剂燃烧残渣,采用扫描电镜(SEM)、X射线衍射(XRD)分别对残渣形貌及物相分析,并采用激光粒度仪测试燃烧产物平均粒径,研究铝粉粒度及含量、燃速催化剂含量、氧化剂级配等因素对微米级铝粉在推进剂燃烧过程团聚及燃烧效率影响。结果表明,丁羟推进剂理论生成凝聚相产物随铝粉含量增加而增加,随燃速催化剂含量增加而降低;当推进剂中铝粉含量由18%降至6%,推进剂燃烧残渣团聚颗粒尺寸由112.58μm降至79.03μm,残渣中单质铝相对含量由10.6%降至1.4%,铝粉燃烧效率由82.1%提高至97.1%;铝粉粒度由14μm增加至34μm,推进剂燃烧残渣团聚尺寸从65.24μm增加至92.14μm,推进剂燃烧残渣中单质铝相对含量由2.4%增加至5.1%,铝粉燃烧效率由95.0%降至89.5%;燃速催化剂含量由0.5%增加至2.0%,推进剂燃烧残渣团聚颗粒平均尺寸由112.56μm下降至70.12μm,残渣中单质铝含量由5.1%降至3.5%,铝粉燃烧效率由90.3%增加至93.3%;当粗粒径AP与细粒径AP比例由9∶1降至9∶4时,推进剂燃烧残渣团聚颗粒尺寸由234.21μm降至87.16μm,残渣中单质铝相对含量由8.9%降至2.9%,铝粉燃烧效率由84.4%提高至94.7%。 相似文献
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稳态和非稳态燃烧模型对于研究AP/HTPB复合推进剂中低频下的压强耦合特性问题是十分重要的,可信的稳态计算结果是非稳态计算的前提。在应用稳态燃烧模型对推进剂的燃速进行计算时,参数值的选取对计算结果具有很大的影响。针对AP/HTPB复合推进剂燃烧特性,在BDP多火焰结构理论的基础上,采用了AP/HTPB复合推进剂稳态燃烧模型,并对模型进行了数值计算,研究了AP和HTPB的指前因子和活化能及δ参数对推进剂燃速的影响。计算结果表明,AP活化能Es,ap的取值对推进剂燃速结果影响较大,在高压下更为敏感;HTPB的指前因子As,b对燃速几乎没有影响,其活化能Es,b对燃速影响较小,高压条件下,影响作用略微增强;参数δ值的选取对计算燃速值影响很大。 相似文献
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以“价电子反应”稳态燃烧模型和模拟计算方法,模拟计算了AP粒径、粒径分布宽度、A1含量、A1粒径及压力对“AP/A1/HTPB/催化剂”系列推进剂的燃速温度敏感系数λ_P和压力指数的影响规律,并导出了λ_P与燃面温度T_s、凝聚相反应热Q_s和dQ_s/dT_0间的关系式. 相似文献
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介绍了一种新的刚体转动的四元数模型。这些模型可以提高再定向控制的对边界条件的适应能力,在此基础上还介绍了这些模型的一些实际应用。 相似文献
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A. A. Davydov 《Cosmic Research》2011,49(4):335-344
A communication satellite (small spacecraft) injected into a geosynchronous orbit is considered. Flywheel engines are used
to control the rotational spacecraft motion. The spacecraft after the emergency situation has passed into a state of uncontrolled
rotation. In this case, no direct telemetric information about parameters of its rotational motion was accessible. As a result,
the problem arose to determine the rotational satellite motion according to the available indirect information: current taken
from the solar panels. Telemetric measurements of solar panel current obtained on the time interval of a few hours were simultaneously
processed by the least squares method integrating the equations of rotational satellite motion. We present the results of
processing 10 intervals of the measurement data allowing one to determine the real rotational spacecraft motion and to estimate
the total angular momentum of flywheel engines. 相似文献
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The problem of optimal control over many-revolution spacecraft orbit transfers between circular coplanar orbits of satellites is considered. The spacecraft flight is controlled by a thrust vector of a jet engine with restricted thrust (JERT). The mass expenditure is minimized at a limited time of flight. The optimal control problem is solved based on the maximum principle. The boundary value problem of the maximum principle is solved numerically using the shooting method. A modified computation scheme of the shooting method is suggested (multi-point shooting), as well as a method (correlated with the scheme) of choosing the initial approximation with the use of a solution to the optimization problem in the impulse formulation. The scheme and method allow one to construct many-revolution spacecraft orbit transfers. 相似文献
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热变形对天线指向机构的指向精度具有重要影响,但利用传统的设计方法很难实现对指向精度的准确计算,尤其是热变形对指向精度影响的研究工作更是少见。为此建立了机构的三维实体热-结构耦合有限元分析模型,根据有限元分析结果并结合机构的运动链关系,构建了各关键运动副运动误差的计算方法;在此基础上实现了机构指向误差的计算,研究了运动副名义、最大以及最小配合间隙条件下,温度载荷对各关键运动副运动误差和指向精度的影响。研究结果表明,温度载荷对关键运动副的运动误差以及机构的指向精度具有重要影响,随着温度载荷偏离常温数值的增加,指向误差不断增大,名义配合间隙条件下的指向误差最大。 相似文献
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金属网由于柔韧性好、使用方便等优势而在电缆屏蔽工程上得到广泛应用。本文对电缆用的金属网屏蔽效能进行工程计算,通过计算,对金属网不同材料、不同规格、单层与双层屏蔽及有缝隙情况下的屏蔽效能进行比较与分析,对工程应用有一定的指导意义。 相似文献
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为满足航天器微振动环境模拟的需要,开展了多自由度微振动时域波形复现控制方法研究。首先,介绍了基于时域波形复现的多自由度微振动环境模拟控制理论方法。其次,针对六自由度微振动激励系统,应用MATLAB软件建立了基于实测传递函数矩阵的多输入多输出微振动激励仿真系统,针对微振动时域波形复现闭环控制过程进行了算法编程,并给出了仿真的闭环控制流程图。最后,通过算例对多自由度微振动时域波形复现进行了数值仿真,以给定的白噪声为输入,模拟对实际存在的系统非线性、测量误差等影响因素的控制效果。仿真结果验证了多自由度微振动时域波形复现控制方法的可行性及有效性,所得结论可以为研究多自由度微振动时域波形复现控制系统提供参考。 相似文献
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The problem of determining an estimation of current spacecraft motion parameters on the stage of its descent is solved on the basis of readings of an optoelectronic navigation system and additional information from the self-contained inertial navigation system at the most general assumptions on the nature of motion of the object and the statistical properties of the noise of the measuring devices. 相似文献