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从数学模型的角度,论证了采用高压快速气源替代火上品爆燃气的理论可行性;介绍了所研制的高压快速气源台及测试系统的原理,以及高压气体快速获得技术、高压气体快速释放技术的解决途径和方法;并将用高压快速气源得到的测试曲线与用火上品爆燃气得到的测试曲线相对比,说明试验结果的一致性。通过理论和实践的验证,证明利用高压快速气源替代火工品爆燃气进行火工机构试验的方法是可行的,这项技术的推广将具有很可观的经济效益。 相似文献
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液氧试验台系统设计与实现 总被引:1,自引:1,他引:0
液氧试验台能够进行液氧煤油发动机液氧泵中轴承、密封件模拟实际液氧工作环境的可靠性、安全性研究。试验台由配气系统、液氧供应系统、涡轮驱动系统、轴径向加载系统、操纵指令控制系统、测试系统、安全防护系统等组成.通过轴承、端面密封组件在液氧、液氮中的运转试验,可为发动机研制提供准确数据. 相似文献
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脉冲发动机中金属膜片式隔舱动态破坏过程研究 总被引:6,自引:0,他引:6
为了实现固体火箭发动机的多脉冲启动功能,设计了一种金属膜片式隔舱(PSD)结构,利用断裂力学理论和圆板大挠度理论建立了金属膜片的设计公式,根据燃烧室的使用要求确定了打开压强为2.2 MPa的金属膜片尺寸,利用脆性断裂模型模拟了膜片的破坏过程,得到其打开压强为2.15 MPa,有限元数值计算结果与公式计算结果符合较好。设计了金属膜片打开破坏的单项试验,5次试验平均打开压强为2.10 MPa,数值模拟的破坏形式与试验结果一致。通过区间估计,计算了膜片真实平均打开压强置信度为90%的置信区间为[1.90 MPa,2.30 MPa],该范围可以较好满足脉冲发动机的使用要求。 相似文献
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高室压脉冲液体火箭发动机特性试验 总被引:2,自引:1,他引:1
为了研究高室压脉冲液体火箭发动机工作原理,增压规律以及脉冲特性,通过一系列冷热流试验对试验发动机进行了研究。冷流试验中使用水和氮气作为工质,试验发动机实现自主脉冲工作,验证了差动式可移动活塞应用在推力室中具有增压效果。热流试验中使用气氧/酒精为推进剂,使用传统挤压式推进剂供给系统。在可移动喷注器行程0.8mm条件下,获得9次连续脉冲,燃烧室峰值压强5.511MPa,高于推进剂供给压强(氧气路3.761MPa,酒精路4.424MPa),表明在相同的推进剂供给压强下,高室压脉冲液体火箭发动机能提高燃烧室压强。 相似文献
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一种新的运载火箭上面级和航天器轻型增压系统 总被引:2,自引:0,他引:2
为减小运载火箭上面级和航天器增压系统的体积和质量,设计了一种新的轻型主、副两路定压力值控制增压系统。该系统可最大限度利用气瓶内气体,具有冗余增压结构,提高了系统可靠性,并设置气动隔离活门。适于多次启动飞行,且结构简单。有关的测试和飞行试验结果表明,所设计的增压系统主、副路工作协调,反应迅速,性能稳定可靠。 相似文献
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为有效模拟空间站对日定向装置驱动性能受柔性太阳翼的扰动,验证对日定向装置驱动控制性能,采用半物理试验技术对对日定向装置进行地面试验考核。设计超高刚度及运动误差无附加力自适应的半物理试验台,对支撑连接机构和加载单元进行有限元分析与刚度测试;建立大尺度柔性太阳翼的动力学模型,并采用Wilson θ法进行动力学模型的实时数值求解;运用跟踪微分法对对日定向装置低速运行下的角速度和角加速度进行估计;最后通过对半物理试验台的响应精度、加载有效性进行仿真和试验考核,结果表明试验台加载力矩幅值为 0~ 85 Nm、频率为0.01~3 Hz时,绝对精度优于0.85 Nm,相对精度优于1%,从而验证了半物理试验台对太阳翼扰动载荷模拟的真实有效性,可实现对日定向装置的性能测试。 相似文献
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针对先进航天器高温热密封设计领域缺乏系统的设计方法及性能评价准则的现状,基于飞行器热密封设计基本原理,通过理论分析及设计流程优化,设计并开展了高温热失重试验、高温压缩/回弹试验、高温摩擦/磨损试验、冲击和反复加载试验以及高温缝隙泄漏试验,获得了典型密封结构与密封材料的基本性能参数,并提出系统的高温热密封性能评价方法。在此基础上,利用电弧射流平台,对典型连接位置以及某折叠翼热密封设计方案的有效性进行了验证与性能评价,相关成果可为航天器高温热密封设计及性能评价提供理论基础与试验数据 支撑 。 相似文献
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《中国航天》2014,(1)
<正>宁波星箭航天机械厂位于东海之滨、甬江之畔,宁波市鄞州区。长期为总装备部试验基地、第二炮兵空军、海军等部队;航天、航空、船舶、核工业、重型汽车等行业提供优质产品和优良服务;为能源、石油化工、机械、冶金、超临界萃取等行业如大亚湾、秦山核电站;北仑、镇海、广东等电厂;镇海炼化,金山石化、华东BP公司、国家石油战略储备基地;中国航空燃料公司、天然气加气机制造商等提供替代进口的产品。专业开发、生产高压、特种流体介质加注、供配气系统、工艺试验装备及其元件,包括运用计算机技术的自动化流体控制系统;阀门系列产品,包括高压气体减压阀、电磁阀、手动和气动截止阀;手动、电动和气动球阀等;高压金属波纹软管、膨胀节;高压橡胶、树脂、复合材料软管;管路连接件以及适用于强腐蚀、强氧化性介质和超低温介质的管路元件等。产品已标准化、系列化,适用于气体介质≤45MPa、液体介质≤120MPa的流体系统;可采取交钥匙的模式承接各种气体、液体介质控制系统、高压管路系统的开发,设计、制造、安装、调试和服务。 相似文献
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本文对液体火箭发动机热气系统视窗组件的设计,制造和试验进行了描述。航天飞机主发动机燃料预燃室的热气体可用视窗进行光学测量,该部件采用多路遥控光学测量技术,其中包括:Raman温度和核素集聚测量,Raleigh温度测量,燃烧辐射监测,流量测绘,激光感应以及发动机工作期间构件图像。该视窗组件已成功地在810.93K下检测到55.12MPa压强以及在室温下测到75.79MPa以上的压强。计算机应力分析表明:该视窗既耐高温且能经得住低温冲击。 相似文献
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双组元离心式喷注器10 N发动机偏工况试验 总被引:1,自引:0,他引:1
根据国内外同类发动机研制经验,双组元10 N发动机在入口压力为0.8~2.2 MPa范围内,入口压力偏差会使发动机真空比冲、燃气温度等性能产生较大变化。为了获得双组元离心式喷注器10 N发动机在落压推进系统要求的入口压力范围内性能,通过采用小流量喷雾试验台和42 km高模试验台,对偏工况条件下的冷态性能及热试性能进行试验研究。试验结果表明:该发动机额定入口压力1.58 MPa时真空比冲为2881 N·s/kg;当入口压力在0.6~2.5 MPa变化时,对应真空推力从4.7 N增加到14 N,落压比为3;入口压力0.6 MPa时真空比冲为2600 N·s/kg,入口压力2.5 MPa时真空比冲为2956 N·s/kg;入口压力在0.6~2.5 MPa试验范围内,发动机燃烧室壁温均低于材料许用温度,表明发动机热设计优良,可满足双组元落压推进系统对姿控发动机的性能需求。 相似文献
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神舟飞船液路、气路快速断接器的设计 总被引:1,自引:0,他引:1
在我国首次载人飞船工程中,液路、气路快速断接器为关键的技术难点之一。本文论述了液、气路断接器作为机械构件设计的一些方法及关键技术,并对该产品研制过程中有关可靠性的问题进行了探讨。 相似文献
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《固体火箭技术》2020,(2)
为实现隔舱式脉冲发动机的多脉冲开启功能,设计了十字型、V字星型、米字型、圆弧星型、矩形星型和星圆复合型金属膜片式隔舱结构。根据平板脆性断裂模型的表面裂纹参数的计算公式,分析得到了金属膜片裂纹深度b与临界应力σ_c的关系及临界应力σ_c、临界尺寸a_c与临界应力强度因子K_(IC)的关系;通过三维有限元数值仿真的瞬态动力学分析,发现了六种金属膜片应力均集中在膜片中心及沟槽部位,膜片将首先从这些部位裂开;探索了一种预估金属膜片打开压强的方法,即通过模拟不同峰值压强下膜片的最大主应力,得到最大主应力-峰值压强曲线,则该曲线与临界断裂应力直线的交点对应的压强值,就是金属膜片的打开压强。由此得到了六种结构类型金属膜片的Ⅱ脉冲打开压强预估值,用该方法预估的膜片打开压强1.25 MPa与实际发动机打开压强1.4 MPa相近,表明该预测方法是可行的。 相似文献
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本文介绍了真空推力为115N 的肼催化分解推力室的设计、生产及试验情况。讨论了设计准则和有关问题。推力室在落压式系统通常使用的落压比4:1的压力范围(2.2~0.55MPa)内进行了试验。试验分别在地面和高空条件下进行。实测的推力、室压、比冲均达到设计值。讨论了某些试验过程中出现的低频室压振荡机理。 相似文献