加大型飞马座首射失败轨道科学公司推出金牛座2

加大型飞马座首射失败轨道科学公司推出金牛座２美轨道科学公司的加大型飞马座火箭──飞马座ＸＬ６月２７日进行首次发射时失败。火箭在从Ｌ－１０１１载机分离几分钟后由靶场安全人员通过指令自毁。火箭发生故障的第一个征兆出现在一级点火后第３５秒左右（此时火箭正处...     

星系列发动机部件的空间老化研究

在NASA的长期暴露设施(LDEF)首次试验中,使用了星系发动机的材料和部件。试件经过5年又9个月的空间环境暴露后,和大气环境老化试件相比,质量略有损失,粘接强度稍有降低,推进剂正常硬化,喷管材料性能无变化.空间老化和地面真空老化研究的结果相类似,表明地面真空老化实验可提供发动机空间暴露能力评估的信息。LDEF实验获得的老化结果和星系发动机在196天金星飞行任务和15个月Magellan飞行任务中的结果表明,该发动机具有优越的空间暴露能力.     

先进固体火箭发动机

本文介绍的先进固体火箭发动机(ASRM)是一个直径为3810mm的分段式发动机,为提高航天飞机的可靠性和设计安全裕度,对该发动机做了大量的设计改进,它的推力特性使得不必要在最大动压期间调节航天飞机主发动机(SSME),这可减少或消除大约175个航天飞机系统的临界状态1/1R失效模式,它将能提供5443kg的有效截荷增量,为保证该发动机的高质量、高重现性和可靠性,需要建立新型的全自动化的加工设施,ASRM的设计和计划安排是在A和B两阶段研究的基础上提出的,ASRM航天飞机的研制飞行,暂定于1994年下半年进行。     

固体火箭发动机结构可靠性综合评定法

提出了一种将固体火箭发动机各组件试验数据折算成等效的整机试验数据,进行其结构可靠性综合评定的方法。运用此法对某大型固体火箭发动机整机结构可靠性进行了评估。结果表明,评定的整机结构可靠度显著提高了。从而证明此方法可供工程设计使用。     

航天飞机固体火箭发动机计划实施中取得的教训

在美国航天飞机固体火箭发动机计划中,对“挑战者”号悲剧以前24次飞行所取得的教训进行了说明和讨论。对诸如飞行安全性、重复使用要求、系统可靠性、结构状态以及由重返大气、水冲击和修复而造成的结构件损坏等方面作了分析和实际飞行达到的性能之间的比较。所取得教训的内客可分为三大类:a.飞行安全性;b.性能;c.重复使用/成本。在每一类中,重点是确定改进的具体方案。很明显,由于考虑进度和成本,大大减小了对有利于飞行安全性的重视程度,结合所取得的教训,对初始系统设计、冗余系统、制造和装配工艺以及发射的约束条件等方面的变化进行讨论。     

可燃喷管固体发动机性能初探

可燃喷管固体火箭发动机具有成本低、可靠性高等优点,可用作运载火箭助推器,本文对它的性能进行了初步探索。理论计算的内弹道曲线及喷管型面与实验结果基本一致,实验结果表明,该发动机的比冲稍低于钢喷管发动机的比冲;喷喉圆柱段的燃速比收敛段和扩散段的燃速高,燃烧规律也不相同。     

固体发动机推力终止过程分析和预估

本文介绍了固体发动机推力终止过程理论分析及预估的各种方法,并对它们的优缺点和应用场合,以及某些问题进行了讨论,文中在指出现有计算方法均不能解释和预估推力终止过程中出现的一系列压力脉冲现象同时,介绍了这一问题的冷模拟实验结果。     

固体火箭发动机管式点火器的工程设计方法

本文提出了用数值计算方法设计固体火箭发动机管式点火器的方法,计算采用四阶龙格库塔法,控制方程为一组常微分方法。应用模拟自由容积点火实验、点火器实验以及全尺寸发动机实验验证,本方法简便适用、设计可靠,有一定的工程应用和推广价值。     

高质量比助推发动机的论证试验

先进战略武器系统要求高质量比助推器,锡奥科尔公司对此进行了论证试验,结果表明,助推发动机质量比可提高到0.91,以获得高的关机速度,且不增加成本和风险.     

固体推进剂发动机的侵蚀燃烧研究

对高氯酸铵和惰性粘合剂推进剂的侵蚀燃烧进行了实验和模型方面的研究.早先的全耦合模型曾被用于各种尺寸的发动机,并显示出明显的效果.由此导出了由于强喷吹产生的界面剪切应力关系,此式成为一种简化模型的基础,只需知道燃烧表面的平均质量流率,就可以进行局部壁面区的一维分析,并表明推进剂的名义燃速是影响侵蚀燃烧的主要参数,名义燃速对锓蚀燃烧门限值有直接影响。尺寸效应对门限值的影响包含在适当的无因次参数中.     

Non-stationary heat behaviour of liquid propellant rocket engines

The transient behaviour of the liquid propellant rocket engine is accompanied by non-stationary heat processes in the combustion chamber, the cooling jacket, and the injector. Based on the analysis of the phenomena, which take place in the liquid propellant rocket engine after cut-off command, the major stages of the curve of the rocket thrust drop were defined. A mathematical model of heat processes is suggested, which includes the calculation of transient heat transfer in the chamber, and the detection of boiling-up of the liquid fuel components in the cooling jacket and in the injector. The determination of the law of the rocket thrust drop and a calculation of the after-effect impulse (AEI) are presented. The calculated transient heat flux the combustion chamber and the transient wall temperatures were compared with experimental data, which were received during starting, and with the impulsive behaviour of the liquid propellant rocket engine.     

低温推进剂输送与预冷系统间歇泉不稳定性数值模拟研究

针对低温推进剂（液氧）输送与预冷系统间歇泉不稳定性进行了模拟与数值试验研究。分析与验证了连接液氧贮箱的底端封闭垂直管路的典型间歇泉不稳定过程,对经验Murphy曲线进行了检验。针对自然循环型的低温推进剂输送与预冷系统不稳定性及典型间歇泉的发生,进行了稳定域的计算与影响参数分析,研究了过冷度、输送管漏热、发动机进出口阻力、回路高度,以及回流管漏热（保温状况）对各域边界的影响。     

航天器再入全过程轴对称烧蚀热防护数值仿真研究

对航天器再入全过程轴对称烧蚀热防护进行了全过程数值仿真研究.采用修正Lees驻点热流密度方法和参考焓方法计算再入热流密度.采用JANAF模型计算烧蚀率.利用有限元法计算钝锥体再入航天器烧蚀层在移动边界条件下的轴对称温度场.采用碳化层-热解面-原始材料的轴对称碳化烧蚀模型;推导了热解气体流量计算方法.针对再入飞行大热流密度条件下,用有限元方法求解瞬态温度场时会产生的时间和空间上解的振荡问题.通过分析温度振荡现象产生的原因,采用集中热容矩阵向后差分方法解决振荡问题.计算结果表明,在时间步长选择合适的情况下,求解集中热容矩阵能够很好地解决数值振荡问题,同时烧蚀率和温度场计算比较准确.     

高空滑行期间氧化剂泵壳体冷却方案研究

详细分析了高空多次启动泵压式液体火箭发动机氧化剂泵壳体在滑行期间的热环境，应用数值分析方法对氧化剂泵壳体与涡轮壳体温度进行耦合计算，提出了采用吹气冷却和排放冷却的氧化剂泵冷却方案。经过地面模拟试验及分析后认为，采用排放冷却可满足发动机二次启动可靠工作且在结构上较易实现。     

某试验台LH2贮箱气体置换过程数值模拟

首先应用C#软件编制贮箱气体置换计算程序，用该程序对不同N2、H2充气压力和放气终压对贮箱置换的影响进行分析，通过对比分析得出最优置换方案；其次利用FLU—ENT软件对某运载火箭发动机动力系统试验LH2贮箱气体置换过程进行数值计算，包括N2充气置换、H2充气置换和LH2贮箱缩比尺寸和全尺寸数值计算。对H2置换过程中不同...     

组合发动机空气预冷换热器动态特性的数值分析

基于守恒原理，导出叉流管－管型换热器非稳态传热过程的数学模型及相应的离散方程。利用隐式格式，求得组合发动机空气预冷换热器随时间而变的出口及壁面温度。指出此类动态计算若采用显式格式是极其费时的。对比解析解及显式方法的计算结果，表明隐式方法的解是有效可信的。所编计算机程序可用于发动机系统调式。     

发动机试验液氢流量测量不确定度评定

针对某型号液体火箭发动机试验,介绍了液氢低温流量测量系统组成及原理。根据液氢质量流量测量数学模型,分析影响液氢流量测量不确定度的主要压力对贮箱容积的影响因素,依据不确定度评定相关标准和方法,对各种影响因素进行分析,最终得出液氢质量流量扩展不确定度为±0.88%,满足发动机设计部门对液氢低温质量流量测量不确定度±1%的要求。     

姿控发动机热防护研究

经分析,某运载火箭定向姿控发动机所在环境的主要热源为游机喷管辐射、游机燃气羽流辐射、涡轮废气管辐射等。计算得出各受热危险部位所接受的辐射热流,依据热流值提出了对辐射热流较大的地方采取隔热材料包覆的热防护方案,并对热防护方案进行数值仿真和试验验证,试验值与仿真结果接近。     

液体火箭发动机水击特性仿真及试验研究

建立了液体火箭发动机水击压力的模型,进行了数值仿真和试验对比分析,研究了影响液体火箭发动机水击压力的影响因素,讨论了发动机关机后推进剂管路的压力瞬变特性,从而验证了数值模拟的正确性。     

气动加热与热响应耦合分析及试验研究

文章介绍了Ma（马赫数）＜6的飞行器典型部位的气动加热与热响应耦合分析及试验验证技术。气动加热计算模块采用的是工程算法,同时将其集成到自主开发的结构有限元三维温度场计算ASTSA软件平台上,实现了气动加热与热响应耦合分析功能。在结构地面热试验方面,成功研发了全方程热流密度PLC控制热模拟试验系统,并利用该系统进行了高速飞行器结构气动加热与热响应耦合地面模拟试验。试验与数值分析的结果对比显示,二者吻合较好,验证了本数值分析方法的正确性。