全面深入开展零缺陷质量管理

1992年3月22日,长征2号E火箭在发射澳大利亚卫星时,曾因0.15毫克的铝质多余物,导致火箭程序配电器发生故障,火箭点火7秒钟后紧急关机,中止发射。为牢记这一惨痛教训,1994年航天总公司决定把每年的3月22日定为“航天质量日”。在今年的“3·22”质量日活动期间,航天科技集团公司总经理张庆伟发表了在当前形势下如何深入开展零缺陷管理的文章,现刊登于此。     

澳星未能升空

3月22日18时40分澳大利亚-B1通信卫星由长征二号E运载火箭发射。点火后,由于火箭一级推力不正常,发动机紧急关机。事后,卫星被从箭上卸下并送到测试厂房。有关专家正在对故障进行分析,以查清原因。 由于这是一次国际性商务发射,中国长城工业公司按照惯例邀请了国内外客人参观发射并由中央电视台对发射做现场报道。事故发生后,中国长城工业公司总经理通过电视对这次发射未能成功表示遗憾。世界主要通讯社也对这次发射事故纷纷进行了报道。 国外主要反应如下:     

氢/氧火箭发动机试验自动紧急关机程序设计

在氢/氧火箭发动机试验过程中,对发动机关键参数进行监测,及时发现异常或故障趋势,并快速实施自动紧急关机是非常重要的.本文在Pacific 6000数据采集控制系统的基础上,使用Visual C++开发环境对其自带的采集软件PI660进行二次开发,实现高精度自动紧急关机判读功能.在紧急关机程序设计中,定时器的精度直接影响判读的准确性,通过对几种定时器精度的测试和分析,选取“多媒体定时器”用于自动紧急关机程序,并结合Pacif-ic 6000数据采集控制系统的特性,综合分析了自动紧急关机程序的响应时间及可靠性.     

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...     

澳星升空——成功来之不易

我国的长征二号E运载火箭发射澳星(Aussat)B1卫星的壮举于今年7月在四川省的西昌卫星发射中心重新拉开了帷幕。今年3月22日运载火箭点火发射时,由于点火线路中的故障,导致运载火箭自动紧急关机而中止了发射。事后,中方专家和工程技术人员迅即查明了故障原因,并采取了措施,彻底排除了故障。中、美双方公司重新确定了发射日期,双方的专家和工作人员在现场按新的日程表重新进行发射准备工作。8月14日,卫星被成功地发射升空。卫星在变轨飞行后,将最终定位于东经156度的上空。     

箭遥时间指令参数实时处理方法研究

火箭遥测数据的实时挑点处理结果是发射中心实时监视火箭飞行状态的重要依据,尤其是时间指令参数的处理结果为判别运载火箭发动机点火、关机、星箭分离等关键事件发生与否提供主要依据。根据某型号运载火箭时间指令参数在遥测帧格式中的波道和码位分配,分析目前箭遥时间指令实时处理方法存在的缺陷,提出"增加判别帧数,充分利用冗余信息",通过分析"时序指令"与"时串指令"间存在的"关联"建立"关联知识库",使用知识库进行辅助判别,实现不错判、不漏判的改进设想。     

第聂伯1火箭射失18颗卫星

由俄罗斯与乌克兰合资的宇宙运输国际航天公司经营的第聂伯1火箭7月26日在哈萨克斯坦拜科努尔发射场发射18颗小卫星时失败。由退役SS-18导弹改装的该火箭从一个地下导弹发射井起飞后不久便出现了故障。火箭第一级起飞后86秒过早关机，据预定关机时间还差约10秒。星箭坠毁在距发射台约150公里处，但没有人员伤亡的报道。该火箭第一级采用的是一台四室RD-264发动机。此次发射曾准备在6月份进行，但因火箭准备中发现问题而推迟，并换用了备份火箭。按计划，18颗卫星应被送入太阳同步轨道。这些卫星是白俄罗斯的“白俄星”遥感卫星、     

长征三号安全可靠性又有提高

长征三号安全可靠性又有提高本刊讯据了解，去年长征三号运载火箭发射中星七号卫星时，火箭发动机提前关机，未能将卫星送入预定轨道的事故原因已查明。长征三号火箭已经采取了一系列改进措施，其有效性已通过地面试验的验证。这说明我国长征三号运载火箭在安全可靠性方面...     

基于VC＋＋的液氧/煤油动力系统自动紧急关机软件设计与应用

自动紧急关机系统是火箭动力系统试验的关键环节,是推进系统和试验台的有力安全保障。针对液氧/煤油动力系统热试车威力大、响应快的系统特性,研发了基于VXI的数据采集系统及紧急关机系统,依据功能需求设计开发了基于VC＋＋的关机判读软件。首先设计了关机判读软件系统的采集、报警、实时存储、图像显示等基本功能模块,其次阐述了基于VC＋＋的关机判读软件的具体实施方案,包括软件应用环境和核心程序流程,展示了关机判读软件的应用主界面;详细分析了影响自动关机响应时间的主要因素;通过一百多组模拟数据进行了软件功能性、故障检测能力等多方面的测试,实时性和准确度均达到了系统设计要求。某次液氧/煤油动力系统热试车对本系统的应用进一步验证了其性能的优异性。     

阿里安火箭的飞行试验和各级的鉴定试验简况

阿里安火箭的第一次飞行试验(代号LO1)最早定于79年6月进行。但临近发射日期,发现维金火箭发动机涡轮泵轴承裂纹,致使LO1 9月底才抵达库鲁发射场,发射日期相应推迟到12月15日。在12月15日发射时,火箭点火后,压力传感器发出一台维金发动机管路超压信号而中断发射程序。尔后,经检查发现这次超压关机信号主要是传感器工作不正常所造成的。随即于12月24日     

双推力室起动同步性研究

我国新一代大推力液氧/煤油补燃发动机采用双推力室方案,发动机起动时存在推力室点火不同步情况.以500 t级液氧/煤油补燃发动机为研究对象,针对起动时推力室点火不同步问题,对发动机推力室燃料路的控制方案进行了研究.建立了描述补燃循环发动机起动过程的数学模型,搭建了双推力室发动机起动仿真平台.通过对推力室燃料路两种控制方案的对比分析：指出了从降低发动机系统对双推力室不同步点火的敏感程度考虑,采用2个燃料节流阀分别控制各分支燃料路的方案较优;推力室燃料路采用一个燃料节流阀的控制方案时,推力室冷却套流阻偏差不宜大于1 MPa.     

双组元轨控发动机声腔技术方案及试验验证

作为解决小推力双组元发动机高频不稳定燃烧的主要技术途径,本文主要对发动机声腔技术方案进行了研究,研究工作包括发动机结构固有频率分析、声腔型式的选择、声腔结构方案设计及全尺寸热试验证。研究结果表明,发动机主要抑制振型为一阶切向振型和一切一纵复合振型。对发动机的工作稳定性进行了评价,验证了发动机固有频率计算结果并对三种声腔结构方案进行了比较。     

500t级液氧煤油补燃发动机起动过程仿真研究

500t级液氧煤油补燃发动机是我国首台采用双推力室方案、自身分级起动方式的重型液体火箭发动机。结合重型发动机特点建立了描述发动机起动过程的数学模型,通过数值仿真分析了影响发动机起动特性的主要因素,确定了发动机的起动方案。研究结果表明：液氧主阀和发生器燃料阀打开时差应确保发生器点火在氧头腔充满后进行;流量调节器的转初级起始时间应早于推力室建压时间;燃料节流阀转大流量应在发动机起动受控段进行。     

PE燃料热解过程对H2O2-PE固液发动机点火的影响

通过85%H2O2-PE固液火箭发动机中含有液体层的燃料热解模型,计算了PE燃料的热解过程,分析了燃料热解过程对点火时间的影响,计算结果和试验值一致。H2O2的流量对点火过程起决定性作用,当氧化剂流量低于最小点火流量时,发动机将无法点火。     

60t级液氧/甲烷发动机起动过程建模与仿真

为制定可靠的发动机起动程序,围绕60 t级液氧/甲烷发动机起动瞬态特性开展了一系列建模和仿真研究.介绍了60 t级液氧/甲烷发动机系统方案,列举了发动机系统仿真模型,搭建了全系统瞬态特性仿真平台.根据仿真结果选取了箱压下点火起动方案,提出了设置甲烷涡轮燃气旁通以降低亚临界两相气阻风险的解决方案.试验结果表明,发动机主要性能参数的计算结果与试验数据一致性较好.     

火星大气来流模拟装置CFD仿真与试验

根据我国火星着陆巡视器工作过程,其着陆发动机需要在相对火星大气高速迎风运动中可靠点火。由于巡视器着陆时发动机喷管出口气流与火星稀薄气流方向相反,目前无法通过理论计算准确获得着陆过程的动态流场对发动机起动过程的影响量值。为验证火星着陆环境下发动机点火的适应性,需要建立发动机的火星大气来流试验环境模拟条件。为模拟发动机在火星大气条件下的相对运动,在真空舱内发动机保持固定,前端设置环形来流形成装置,该装置在发动机喷管周围形成一定速度的逆向来流包络。采用数值模拟技术结合试验验证方法,在火星着陆器巡视器主发动机性能考核试验中,针对来流的形成装置开展了设计研究工作。来流模拟试验测试数据表明:在确保贮箱供应压力稳定的条件下,来流模拟系统能够形成100~200 m/s速度的稳定来流,发动机在来流下能稳定启动工作,真空舱压力满足试验要求。     

我国大推力补燃氢氧发动机研究进展

氢氧火箭发动机因具有很高的性能,在国内外运载火箭中得到了广泛应用。为了更好地开展深空探测,必须研制大推力氢氧火箭发动机。本文综合分析了国内外氢氧发动机的发展历史和现状,简要介绍了我国220 t补燃循环氢氧发动机方案和关键技术研制进展,该技术方案先进。通过开展试验件冷态试验和缩尺组件热试验等,研究了核心部组件的关键技术和方案选型。开展全尺寸预燃室热试验等分系统热试验,研究组件级技术,初步突破了部分关键技术。建议加快开展大推力氢氧发动机工程研制,促进我国航天推进技术发展。     

登月舱用深度变推下降级发动机系统方案研究

在我国的载人登月技术方案中,为实现软着陆,登月舱需要一种大推力、高性能、多次起动,能够大范围变推力的泵压式发动机.通过研究国外登月用下降级发动机技术发展现状和趋势,基于我国氢氧发动机和低温推进剂空间贮存水平,进行了深度变推发动机的系统方案研究;通过分析比对燃气发生器循环和膨胀循环系统优缺点,确定发动机系统方案为涡轮串联闭式膨胀循环;采用空间可长时间贮存的液氧/甲烷推进剂组合,可满足任务周期要求;根据推力深度调节时对各组合件性能要求,确定喷注器燃烧稳定技术和燃烧室身部传热技术是深度变推发动机研制的核心关键技术.     

高空模拟试车台主被动引射方案数值研究

采用二维轴对称雷诺平均方程和Spalart-Allmaras湍流模型,对一大面积比火箭发动机高空模拟试车台在不同引射方案下发动机启动至稳定运行过程中不同室压下的流场结构进行了数值模拟.空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进.结果表明,采用启动段主动引射、主级段被动引射的...     

爆震波点火器在氢氧塞式喷管的工程应用

建立了氢氧爆震波点火器试验系统,并根据试验塞式喷管发动机工作状态要求设计了爆震波点火器。在高空条件下(0.005￣0.002MPa),爆震波点火器供气压力0.3MPa、混合比3左右,对爆震波点火器的点火性能进行了试验,成功实现了高空条件下爆震波点火火炬。在同样高空条件下对爆震波点火器点燃单元塞式喷管试验发动机成功进行了点火试验。试验结果表明,氢氧爆震波点火器能以较低的供气压力实现可靠点火。爆震波点火器在气氢气氧单元塞式喷管试验发动机点火的成功应用,为下一阶段应用于多管塞式喷管发动机的实际点火试验提供了技术基础。