共查询到20条相似文献,搜索用时 93 毫秒
1.
2.
本文着重讨论姿控发动机用四氧化二氮与一甲肼或偏二甲肼组合的推进剂的性能,提出了航天飞机姿态控制系统研制中的技术难点.并对国外航天飞机反作用控制系统作了部分介绍. 相似文献
3.
4.
为提高无喷管发动机的比冲,从装药角度研究了在低燃速推进剂配方中加入短纤维以提高推进剂的抗冲刷性能,采用装药"喷管"收敛段的倒锥形造型技术及两种不同燃速推进剂的同心层装药,使无喷管发动机的比冲稳定在1882.0~1989.0N·s/kg,满足了预定要求。与有喷管同类型发动机的内弹道性能比较,无喷管发动机的总冲量达到相当高的水平。 相似文献
5.
本文介绍了以PC-8000微机系统为主体的应用于长寿命姿控发动机的测试系统,用以测量燃料及氧化剂贮箱压力、燃烧室压力、燃烧室压力上升和下降时间、脉冲点火冲量、质心旋转冲量、旋转质心、累积旋转冲量、燃料流量、发动机推力和温度等参数.该测试系统在试验中取得了满意效果并可推广到其他发动机. 相似文献
6.
7.
8.
分析了已有重型火箭动力系统的结构和基本参数,以满足载人登月的任务要求为前提,提出了任务要求以及一套重型火箭箭体结构方案.从性能、经济性、技术难度、工作可靠性等方面综合考虑,提出重型火箭下面级的基本方案,包括推力量级、推进剂以及发动机循环方式的选择.采用面向对象的通用顺序化计算方法,建立发动机系统仿真模型,计算得到9个发动机方案的最高室压及功率平衡参数,分析了燃烧室压强和混合比对发动机性能的影响.经综合分析,建议重型火箭下面级发动机可选择推力4 500~5 000 kN富氧预燃室补燃循环液氧煤油发动机. 相似文献
9.
10.
为研究某型发动机高燃速端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂在寿命期内的力学性能,选择贮存2 a、5 a、8 a和10 a的发动机推进剂作为研究样本;通过应力松弛试验和3点弯曲断裂试验研究了不同贮存期的推进剂力学性能,结果表明:随着发动机贮存时间的延长,HTPB推进剂的松弛模量逐渐升高,而断裂韧度逐渐降低。 相似文献
11.
系统梳理了国内外变推力液体火箭发动机调节控制技术的研究历程及研究现状,并结合我国航天动力研究基础,指出通过在主系统或副系统管路上设置液体或燃气流量调节装置、通过可调结构的针栓式喷注器同步对流量与压力进行匹配调节仍然是实现大范围变推力调节的两种主要手段;分析了变推力液体火箭发动机推力调节的关键技术及其解决途径,预测了未来一段时期内变推力液体火箭发动机及其调节技术发展趋势,提出了若干适合我国国情的研究建议,为我国低成本、可重复使用天地往返运输技术的发展和有关研究者开展研究工作提供一定的参考。 相似文献
12.
基于高斯伪谱航迹优化方法,建立了"火箭辅助型涡轮基组合动力"的飞行器/推进系统匹配分析方法,针对地面水平起降、以马赫数5巡航的高超声速飞行器,以巡航航程最远为目标,完成了涡轮基组合动力(TBCC)与火箭的耦合特性分析及匹配优化设计。研究结果表明:对于可行的TBCC方案(起飞推重比为1.0),引入合适推力的火箭有助于提升加速爬升段的总效率并降低质量消耗,且对巡航航程有着一定的提升(4%起飞重量推力火箭可增加航程0.97%);对于不可行的TBCC方案(起飞推重比为0.8),引入火箭不仅可实现推进系统方案的收敛,且其巡航航程相比可行的TBCC方案最多可增加7.9%。考虑到TBCC较大的"死重"和较低的单位迎面推力对巡航性能的不利影响,结构质量占比为25%的巡航型飞行器建议采用"13%起飞重量推力火箭辅助起飞推重比为0.7的TBCC "推进系统。相比之下,结构质量占比为55%的加速型飞行器建议采用" 5%起飞重量推力火箭辅助起飞推重比为0.98的TBCC"推进系统。 相似文献
13.
14.
15.
16.
气体二次喷射SRM推力矢量控制影响因素分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对固体火箭发动机气体二次喷射推力矢量控制方案,基于N-S方程和RNGk-ε湍流模型,通过对不同二次喷射工况下的流场进行数值模拟与分析,探索了气体二次喷射位置、喷射流量、喷射角度对推力矢量控制的影响规律。结果表明:喷管二次喷射位置靠近其扩散段中部时,推力矢量控制性能最优,就计算模型而言,侧向力和轴向力之比约达4%;推力矢量控制性能随气体二次喷射流量的增大而提高,但存在临界参数;二次喷射角度对推力矢量控制性能也存在一定影响,但影响效果较弱。的研究结果可为气体二次喷射推力矢量控制系统的研究与设计提供参考。 相似文献
17.
18.
本文论述了一种新型推力架,采用了整体弹性元件和座控自动校准系统。推力架具有高的固有频率和良好的动态响应。不仅用于稳态推力测量,而且也用于变推力测量。推力测量范围是0~500N,保证精度为0.3%。 相似文献
19.
对固体火箭发动机推力大小调节技术研究的必要性,发展的现状以及在型号上应用的情况作了综述与分析。指出了发展的趋势与方向。 相似文献
20.
电动泵压式液体火箭发动机受到了广泛的关注,然而电池有限的输出功率和过于沉重的质量成为限制电动泵压式发动机发展的重要因素。为此本文提出了一种电机驱动燃料泵和涡轮驱动氧泵的电动膨胀循环液体火箭发动机方案,并着重研究了该型发动机的动态响应特性。首先给出了20 kN级电动膨胀循环发动机的技术指标和部组件参数,进一步基于AMESim平台建立了全系统动力学模型,验证了方案的可行性和部组件动力学模型的准确性,并深入研究了单点工况和调节工况的动态响应特性。结果表明,针对启动过程而言,涡轮泵调整时间较电动泵长,这降低了系统响应速度,但工况越高,系统响应速度越快;高工况启动时,甲烷在冷却通道内的剧烈相变和跨临界状态的不连续物性相互耦合易引发系统振荡;就调节过程而言,推力调节时普遍存在超调或凹坑现象,且系统在两相同工况之间调节时,正调响应速度快于负调,这也导致阶跃幅值相等条件下的系统调整时间随目标工况升高而缩短。 相似文献