共查询到20条相似文献,搜索用时 46 毫秒
1.
2.
双基推进剂为助燃剂的硼粉燃烧热测试研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用新的混合方式将作为助燃剂的双基推进剂与纯度为95%的国产无定形硼进行分子间混合,经过一定的工艺处理制得试样,并使用改进式的氧弹式量热仪对制得的各试样进行燃烧热测试,由各试样及不同硼粉的DSC曲线对国产无定形硼与双基推进剂的相容性进行了相关分析。实验结果表明,与以往的硼粉燃烧热测试方法相比,此方法具有较高准确性和可靠性;国产无定形硼与推进剂存在贮存相容性差的问题,对于制备成的试样应立即进行燃烧热测试实验;国产无定形硼在常温下仍具有一定的反应活性,在选择助燃剂时要注意硼粉与助燃剂的相容性问题。 相似文献
3.
为研究硼粉燃烧规律,采用两种典型混合方式(干法混合和湿法混合)制备了含不同质量助燃剂双铅-2(SQ-2)的硼粉试样,使用氧弹式量热计测量了硼粉燃烧放热量,同时在量热计上加装压强传感器获得了不同样品在燃烧过程中的压强变化趋势,得到了不同样品中硼粉的有效燃烧时间。结果表明,在SQ-2含量一致时,干法样品在燃烧过程中的升压速率明显大于湿法样品,其最大压强也高于湿法样品;在两种助燃方式下,氧弹中的温度和氧气量均可满足硼粉的燃烧,但SQ-2含量>80%的干法混合中硼粉放热量低,最高仅为34 950 J/g,依然有约40%硼粉没有燃烧,其硼粉有效燃烧时间仅约有29 ms。分析认为,干法混合中样品为粉末状,燃烧迅速,当SQ-2含量>80%时,其燃烧产生的高速气体将硼粉喷溅在氧弹壁上或者氧弹底部,硼粉受“冷壁效应”影响明显而导致无法继续燃烧,而湿法混合中SQ-2与硼粉接触紧密,硼粉受“冷壁效应”影响不大,SQ-2燃烧产生的热量和气体更容易加热硼粉,加上硼粉自身的放热,延长了硼粉的高温燃烧时间,助燃效果好,燃烧效率高。 相似文献
4.
镁粉对含硼富燃料推进剂能量释放特性的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
为考察辅助金属燃料Mg对含硼富燃料推进剂能量释放特性的影响,采用氧弹量热计分别测定了Mg、Al和Ti的燃烧热,以及相应含硼富燃料推进剂的爆热Qv和燃烧热Hv,计算得出了推进剂在燃烧过程中的三个能量释放效率ηc1、ηc2和ηB。结果表明,Mg通过自身的低耗氧、高放热提高了含硼富燃料推进剂的爆热,进而提高了一次燃烧温度,为硼粉燃烧营造了一个较合适的高温环境,促进了硼粉的燃烧,因而明显提高了含硼富燃料推进剂的ηc1、ηc2和ηB。因此,在含硼富燃料推进剂中,采用B+Mg的主辅燃料组合是较佳选择。 相似文献
5.
固体火箭燃气超燃冲压发动机具有高比冲、结构简单、流量易调节等优点,然而在超音速空气流的补燃室中,如何让燃料更好地与空气掺混,增加颗粒停留时间,在较短时间内释放出更多的燃烧焓成为目前研究的重点。采用Realiazble k-ε湍流模型,单步涡团耗散模型,在King的硼颗粒点火燃烧模型的基础上考虑了硼颗粒在高速气流当中的气动剥离效应,利用龙格-库塔算法迭代计算硼颗粒点火燃烧过程,对燃气进气方向与轴向夹角从45°~180°的10种进气方式下的补燃室进行了三维两相燃烧流动计算,分析了各种进气角下的燃气燃烧效率、硼颗粒燃烧效率以及总燃烧效率。结果表明:当一次燃气喷射角度与轴向夹角逐渐增加时,燃气与颗粒燃烧效率逐渐增加,并在180°时燃烧效率和比冲为最高。 相似文献
6.
提出了一种基于空间外差干涉和光谱分析技术的非接触、远程实时测量方法,用于硼粒子的燃烧效率检测.该方法以空间外差光谱仪为主体,结合光栅旋转对辐射谱进行测量.含硼推进剂药片经激光点火后,通过该方法记录燃气辐射光谱,实现对含硼推进剂中硼燃烧效率测量.实验结果表明,燃烧器内氧气含量显著影响硼的燃烧效率;当燃烧器内压强为0.5 ... 相似文献
7.
8.
为了解决含硼富燃料推进剂在氧弹内燃烧效率低、实验测试值不能正确表征实际燃烧热值的问题,研究了含硼富燃料推进剂燃烧热值测试过程中试样质量和充氧压强对测试结果的影响,在氧弹安全承载范围内,试样质量越大、充氧压强越大,含硼富燃料推进剂燃烧越完全。使用有机溶剂溶解后挥发的混合方式,将作为助燃剂的自制ZS与加工成20目含硼富燃料推进剂实现紧密结合,经过一系列工艺处理制得试样。根据含硼富燃料推进剂在氧弹内的燃烧特点设计加工了专用钨坩埚,使用改进型氧弹式量热仪对试样进行热值测试。实验结果表明,助燃法测试含硼富燃料推进剂的燃烧热值较为有效,解决了含硼富燃料推进剂在氧弹内燃烧不完全以及测试值不能正确表征理论燃烧热值的问题,具有较高的准确性和可靠性。 相似文献
9.
10.
11.
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
12.
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
13.
14.
15.
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
16.
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
17.
A method of estimating the stability of the problem of orbit determination under disturbances caused by finite accuracy of calculation and geographical siting of observation stations is proposed. 相似文献
18.
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
19.
分别基于RK、SRK和PR等不同真实流体状态方程(EoS)建立了包含亚临界和超临界两种不同机制的瞬态液滴高压蒸发模型。针对我国新一代高压补燃液氧/煤油发动机,对煤油液滴在高压N 2 环境下的蒸发过程进行数值研究,重点分析了不同状态方程对N 2 -C 12 H 26 二元系统高压气液相平衡,及进一步对煤油液滴高压蒸发计算的影响。结果表明:对液滴蒸发速率影响最大的参数是液滴表面蒸气质量分数,而对该参数影响最大的则是所选取的状态方程。基于SRK和PR EoSs的高压气液相平衡及液滴高压蒸发计算结果均与试验数据符合较好,可正确描述液滴高压蒸发特性;而基于RK EoS的相平衡计算结果显著高估液滴表面蒸气质量分数和环境气体溶解度,并低估临界混合温度和偏摩尔相变热,进而在亚临界蒸发状态下高估蒸发速率,在超临界蒸发状态下低估蒸发速率。另外,基于RK EoS的计算中液滴发生跨临界转变所需的环境温度显著低于基于SRK和PR EoSs的。 相似文献
20.
N. A. Bryukhanov V. V. Tsvetkov M. Yu. Belyaev E. V. Babkin T. V. Matveeva V. V. Sazonov 《Cosmic Research》2006,44(1):48-57
Results of in-flight tests of three modes of uncontrolled attitude motion of the Progress spacecraft are described. These proposed modes of experiments related to microgravity are as follows: (1) triaxial gravitational orientation, (2) gravitational orientation of the rotating satellite, and (3) spin-up in the plane of the orbit around the axis of the maximum moment of inertia. The tests were carried out from May 24 to June 1, 2004 onboard the spacecraft Progress M1-11. The actual motion of this spacecraft with respect to its center of mass, in the above-mentioned modes, was determined by telemetric information about an electric current tapped off from solar batteries. The values of the current obtained during a time interval of several hours were processed jointly using the least squares method by integration of the equations of the spacecraft’s attitude motion. The processing resulted in estimation of the initial conditions of motion and of the parameters of mathematical models used. For the obtained motions the quasi-static component of microaccelerations was computed at a point onboard, where installation of experimental equipment is possible. 相似文献