过载下丁羟推进剂压强耦合响应试验研究

主要研究在轴向过载下丁羟推进剂的压强耦合响应,基于双脉冲外部激励的方法,建立了T型燃烧器旋转过载试验系统,开展了丁羟推进剂在0g、5g、15g轴向载荷下的压强耦合响应试验研究,获得了丁羟推进剂在T型燃烧室中的燃面增益常数。试验结果表明,轴向过载值越大,T型燃烧器平均工作压强越低,包覆套筒里凝相残渣质量越多,分析认为过载下铝粉在药面过度聚集使得铝粉未充分燃烧,导致丁羟推进剂能量没有充分释放;随着轴向加速度的增加,T型燃烧器燃面增益常数和凝相粒子浓度减小,从而造成阻尼效果明显减弱。     

复合推进剂低频燃烧不稳定性试验研究

小型无喷管火箭发动机的独特特性之一表现在瞬态燃烧能从稳态变化到低频整体不稳定方式。闭环反馈系统模型中有两个传递函数:燃烧速率的压力—耦合函数和发动机质量守恒的一阶滞后传递函数,根据反馈系统稳定图上的工作线可对这个现象进行理论解释。当把传统的压力—耦合响应函数应用于第一个函数时,发现经过一次简单燃烧试验就可确定响应函数的参数。试验中采用了四种不同的复合推进剂,其中推进剂的氧化剂颗粒大小分布各不相同。从燃烧试验得出的数据散布在稳定图上。响应函数的参数分散不会使表面反应的活化能保持为常数。如早期报道的那样,在复合推进剂中应用公式化响应函数的有效性值得怀疑。把L型燃烧器的方法应用到无喷管火箭发动机中,可以直接测量响应函数。已经表明,低频燃烧不稳定性中一维传热起主要作用,同时因复合推进剂结构不均匀引起的付效应也存在。由于振荡频率与中等大小氧化剂颗粒燃烧面移动引起的特征频率重叠在一起,付效应可归于复合推进剂结构的不均匀性。     

降速剂对低燃速NEPE推进剂高压燃烧性能的影响

添加降速剂和调节RDX/AP含量是调节NEPE推进剂燃速的两种常用途径。采用水下声发射燃速测试仪、密闭燃烧器、BSF φ75 mm发动机等测试方法,研究了低燃速NEPE推进剂静态高压燃烧性能规律和发动机动态高压燃烧稳定性。研究发现,NEPE推进剂的中低压区燃速随着降速剂含量增大而显著降低,高压区燃速降低幅度相对较小,燃速-压强(r-p)曲线在15 MPa和45 MPa出现两个拐点,而且降低RDX含量对降低高压段燃速作用显著。BSF φ75 mm发动机试车结果表明,低RDX含量的C1配方(28%)最大工作压强不超过20 MPa,而高RDX含量(38%)的C4配方最大工作压强达到30 MPa。发动机稳定燃烧的最大压强随NEPE推进剂的燃速降低而下降,主要原因是低燃速推进剂铝粉燃烧效率降低使凝聚相燃烧产物含量和粒度增大。     

战术导弹固体发动机燃烧不稳定研究概述

介绍了大长径比战术导弹用固体发动机中产生的燃烧不稳定,分析了燃烧不稳定产生的机理,总结了国外典型的实验研究情况及其主要结论,以及国内固体发动机燃烧不稳定的状况。结合最新的研究进展,对燃烧不稳定的影响因素开展了深入分析:分析了声涡之间的耦合作用,重点讨论了声对涡的调制作用;分析了推进剂压强耦合对燃烧不稳定的影响,讨论了压强耦合响应函数的测试方法及其与推进剂配方之间的关系;分析了金属的分散燃烧及其凝相燃烧产物对燃烧不稳定的增益和阻尼作用。针对诸影响因素,提出了进一步的研究建议。     

变推力发动机用高压强指数GAP推进剂的燃烧性能研究

为了获得变推力发动机用高压强指数聚叠氮缩水甘油醚(GAP)推进剂配方,采用靶线法研究了氧化剂的种类、粒径及配比、燃速催化剂的种类及含量、以及增塑比对GAP推进剂静态燃烧性能的影响规律,采用?118标准试验发动机对GAP推进剂进行了动态燃烧性能测试。研究表明,通过综合因素调节获得了一种高压强指数GAP推进剂配方,且当燃速催化剂RC-4含量1%时,GAP推进剂在1～15 MPa范围的动态压强指数高达0.66,满足变推力发动机对推进剂压强指数的要求,同时高压区间(9～15 MPa)的动态压强指数为0.51,低于1～15 MPa的压强指数,这有利于推进剂在高压范围内的稳定燃烧,为变推力发动机在高压范围内的正常工作提供依据。     

膏体推进剂点火和燃烧特性的实验研究

膏体推进剂的点火和燃烧特性是发动机设计的重要参数。本实验研究给出的PEPA／AP膏体推进荆自燃温度约为150℃，容易点燃；在工作压强大于0．6MPa时的燃烧临界直径小于1mm。在发动机工作状态下的燃速与静态燃速一致。预计该推进剂适合于多次起动的发动机。     

HTPB推进剂高压燃烧特性研究(英文)

对HTPB三组元和四组元推进剂在2~20 MPa平均压强范围内的燃烧特性进行了实验研究。结果表明,三组元推进剂可在20 MPa以下稳定工作;压强一旦超过20 MPa,燃速压强指数将趋近于1,发动机将无法正常工作。四组元推进剂在2~20 MPa压强范围内的燃速压强指数实测在0.3左右,满足发动机使用要求。四组元推进剂稳定燃烧的最高压强临界值达到34 MPa。研究结果对超高压强固体发动机工程研制具有一定的指导意义。     

超细铝粉在Ap／HTPB推进剂中的燃烧研究

研究了1.25μm和小于1μm的超细铝粉分别在Ap/HTPB系列推进剂中的燃烧特性,并与30μm的粗铝粉进行比较。认为超细铝粉在推进剂燃面上存在着凝聚和直接点火两种现象,这两种现象受氧化剂粒度、含量和种类的限制。实验结果表明,在某些配方中超细铝粉的燃烧性能明显优于粗铝粉,在以粗Ap为主的丁羟推进剂中合理使用超细铝粉,可以改善推进剂的燃烧性能,提高推进剂燃速,降低压强指数。本研究对于改善推进剂燃烧效率有很重要的现实意义。     

高压强指数NEPE推进剂研究

分析了AP含量、增塑荆含量、催化剂种类、含能粘合剂体系等对NEPE推进剂燃烧性能的影响,找出了提高其燃速压强指数的有效方法.同时,采用DSC、单幅摄影、燃烧波测试等方法,研究了ZH-2催化NEPE推进荆的机理.实验结果表明,NEPE推进剂燃速压强指数提高至0.67,同时在宽压强(1.5～30 MPa)范围内消除了压强指数拐点.     

硝胺丁羟推进剂高、低压燃烧性能研究

通过几种燃速调节剂对含奥克托金（HMX）的丁羟橡胶复合推进剂高，低压的燃烧性能影响实验研究，结果表明，二茂铁衍生物（T27）能有效调节推进剂燃速和降低高，低压段的压强指数，复合燃速调节剂（T27＋CB），并可消除高压段出现的燃速突变现象，该结果可为单室双推力发动机推进剂燃速设计提参考。     

基于刚体转动四元数模型的航天器再定向方案

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。     

Determination of parameters of attitude motion of a small communication satellite using the data of measurements of current of solar panels

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.     

攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响

以二维非定常可压缩流的N-S方程为控制方程,采用SST k-ω湍流模型对攻角变化引起的超音速进气道再起动过程进行了数值模拟,研究了攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响.结果表明,当超音速进气道不起动时,可通过合理改变攻角实现进气道的再起动工作;超音速进气道的再起动攻角随攻角变化速率的增大近似呈线性增加;攻角变化速率较...     

多自由度微振动环境时域波形复现的数值仿真

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。     

多通道功率放大器中幅度和相位一致性影响分析

文章利用传输矩阵方法,建立了MPA分析模型,并通过引入幅度和相位随机性,结合各路放大器幅度和相位组合概率,对通道隔离度的影响进行了计算和分析。     

Determination of an Estimation of Parameters of Motion of a Spacecraft on the Stage of Its Descent on the Basis of Integration of Inertial and Optoelectronic Navigation Systems

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.     

On solving the problems of optimization of trajectories of many-revolution orbit transfers of spacecraft

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.     

热变形对一种天线指向机构指向精度的影响分析

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。     

降落伞特性对伞舱系统运动稳定性的影响

建立了伞舱系统刚性连接和弹性连接时的数学模型,针对联盟号飞船回收系统进行了动力学仿真。分析了降落伞侧向力系数、吊带长度、降落伞和载荷质量比以及吊带性质对伞舱系统运动稳定性的影响,其结论可为伞舱回收系统的设计提供参考。     

MBD技术在航天器研制中的应用探讨

概述了基于模型的定义(Model-based Definition,MBD)技术的研究和发展,分析了以MBD为载体的特征演化过程,作为航天器设计-制造一体化协同实现的基础。从MBD在航天器研制中的应用需求出发,构建了MBD协同平台框架,探讨了MBD模型成熟度管理的协同设计方法,提出了应用MBD研制模式所面临的技术、管理等问题,并给出了相应的建议。