低功率氮氢混合物电弧加热发动机模拟研究

对低功率电弧加热发动机内的传热与流动过程进行了数值模拟研究,分别采用氮氢混合物模拟氨和肼作推进剂,计算获得了不同入口总压和弧电流的多种工况条件下发动机内温度和速度分布.结果表明,随着弧电流的增加,发动机出口处的温度、速度和比冲也随之增加;随着入口总压的增加,工作气体流量增加,发动机喷管出口处轴向速度增加.对NASA 1 k W级电弧加热发动机采用氮氢模拟肼作推进剂进行了数值模拟,模拟结果与文献报道的实验结果大体相符.     

氢氧火箭发动机高空模拟试验推力测量装置研制

为了保证氢氧火箭发动机高空环境下推力测量的准确性,针对氢氧发动机高空模拟试验的特点,结合推力测量装置的原理和实际布局的需求,开展了低温及真空环境影响下的推力测量装置结构设计研究。解决了小弹阻力的弹簧片设计技术、校准力与发动机推力轴线一致的控制技术、校准传力机构由动到静真空舱密封的实现技术以及管路约束力对推力测量影响的控制技术等难点,成功研制了一套推力测量装置,应用于某型火箭发动机试验中取得了较好的效果。     

电弧加热发动机的实验研究

介绍一种低功率电弧加热发动机系统的实验研究。该系统包括电源，点火系统，推进剂供给系统，发动机本体和一些测量设备。用氮和氩对不同的喷口喉道直径（０．６ｍｍ～１ｍｍ），不同的质量流率（２０ｍｇ／ｓ～１００ｍｇ／ｓ），不同的电源电压（８０Ｖ～１５０Ｖ）进行了性能研究。所有试验都是在直径为１ｍ，长为１．６ｍ的真空室内进行的     

电弧等离子体发动机初步研究

对一实验电弧加热式发动机二维轴对称亚跨超音速流动进行了数值模拟,所采用的方法是矢通量分裂算法.通过计算可以得出密度、速度、温度、压力和马赫数的分布.给出了计算所使用的网格和一些计算结果.简要介绍了实验所使用的设备,如电源系统、点火系统、推进剂供给系统、电弧加热式发动机、推力测量装置和真空系统.对所观察到的一些工作现象进行了讨论.有三种不同的不稳定性出现于实验过程.除了所测量的一些重要参数,通过实验发现氩比氮工作更稳定.     

氮氢混合气电弧加热发动机的性能试验

概述了用自制的脉宽调制电源供电，以氮氢混合气（模拟肼的分解产物）作推进剂的电弧加热发动机性能试验的情况及初步结果，试验表明，自制的脉宽调制电源工作稳定；在混合气作推进剂的情况下，DHSL－1和DHSL－2 发动机可以正常运行，但由于发动机的高温密封性能不好（漏气），测得的性能数据偏小。     

一种电弧加热推进器推力测试架

设计制作了采用悬臂梁结构的微小推力测试架。通过标定、真空测试、温漂检验和实测应用,证实其可用于电弧加热推进器推力性能的测量。     

液体火箭发动机后效冲量的测量方法

本文叙述在地面条件下试验液体火箭发动机时,通过测量发动机后效段推力与测量发动机燃烧室压力两种方法来求得模拟高空后效冲量,并对这两种方法作简单评论。     

小功率电弧等离子体发动机试验及性能研究

电推进技术已应用于航天的多个领域,电弧等离子体发动机（Arcjet)因其高比冲、高推力／功率比以及大的推进剂选择范围等特点成为当前国际上电火箭研究和应用的热点。文章总结小功率Arcjet实验及性能研究,介绍了实验研究系统的主要组成,给出初步的发动机工作性能参数及实验结果分析。     

液体姿控发动机76km高空模拟试验系统性能仿真

为研究液体姿控发动机76 km高空模拟试验系统的工作性能,建立了考虑燃气相变的试验系统集中参数动态仿真模型。模型由真空抽气系统、冷凝管束和液氮外流程3个子模型组成。根据燃气、霜、液氮之间的传热和传质过程将各子模型耦合在一起。以四氧化二氮/甲基肼双组元姿控发动机为实例,计算了稳态和脉冲点火试验时系统的工作参数,分析了关键设计参数对其工作性能的影响。结果表明:试验系统能够为最大流量6.4 g/s(推力约16.5 N)的发动机提供脉冲和6×10~4s长程稳态试验环境;在长程稳态试验中,冷凝管束霜层将依次饱和,失去对二氧化碳和水蒸汽的抽吸能力,导致真空舱压力逐渐升高;在脉冲点火试验中,真空舱压力将随发动机工作而脉冲波动,15 ms开关脉冲时的压力波动幅度约70%。研究结果为液体姿控发动机高空模拟试验系统的设计与改进提供了参考。     

电弧加热发动机羽流电子温度的探针诊断

电弧加热发动机(Arcjet)由于其比冲远高于传统的使用化学推进剂的发动机,近年来引起了愈来愈多的关注。文章建立了一套在真空环境下利用静电探针诊断技术测量Arcjet羽流电子温度的实验装置, 并且对以氩气为工质的 Arcjet 的羽流进行了测量, 得到了羽流电子温度的轴向和径向分布情况, 以及电子温度随电弧电流和工质流量变化的趋势。实验结果表明Arcjet羽流轴线处的电子温度远大于重粒子温度。     

微小推力自动测量系统研究

介绍了在重力场中 ,消除电火箭自重及其供电供气系统对微小推力测量影响的方法 ,从而实现电火箭微小推力自动准确的测量。     

一种基于悬臂梁结构的动态推力测量方法

为实现星载微推进器性能评价中的动态推力测量,基于悬臂梁动力学模型,建立了测量系统的传递函数,分析了系统的输入输出特性,根据悬臂梁响应速度快（振动频率高）、动态分量在较小时间区间内接近等幅振荡（阻尼比小）以及高阶振动可视为基频振动噪声的特性,提出了求解稳态位移的末端均值法。该方法通过消除位移响应中的动态分量,得到了误差带较大时的稳态位移时变值,实现了动态推力测量。依据系统稳态位移与推力为线性关系、线性系数为系统增益值这一特性,提出了参数标定方法。搭建了试验平台,标定得到系统响应时间为156ms,通过对比扭摆系统测量结果,悬臂梁测量得到的冲击力与实际推力相对误差为4.064%,结合冲击力本身的测量误差1.383%,最终得到推力测量误差为4.293%。     

系列电火箭小推力自动测量系统

具有高灵敏度精密机械系统、小推力闭环自动测量系统、真空舱内的在线定位系统、在线调零系统、在线校准系统。消除了电火箭自重、供电系统及高压供气系统对小推力测量的影响,实现了系列电火箭小推力的自动、准确测量。     

肼电弧喷射推力器工作方式可替换性数值研究

在正确理解电弧喷射推力器工作过程物理机理的基础上建立了其简化的物理模型,并基于此物理模型利用耦合电磁源项的N-S方程组来表达其数学模型,对相同结构尺寸的低功率肼电弧喷射推力器加电弧和不加电弧时的工作性能进行了比较计算.采用二阶精度无波动、无自由参数的耗散差分格式(NND格式)和显式时间推进法求出数值解.计算结果给出了有电弧和无电弧时推力器的流场结构,预计了不同工作方式及不同工作条件下推力器的推力和比冲,证实了推力器工作方式的可替换性.      

“田园一号”微推进系统设计与性能测试

针对“田园一号”微纳星编队飞行任务的技术需求，开展了微推进系统的总体设计。常规冷气推进由于其比冲低、贮存压力高、结构复杂，难以满足微纳卫星需求。选择R134a作为推进工质，通过将推进剂液化，减小系统体积。基于3D打印技术，设计贮箱、稳压罐、管路一体的推进系统。采用MEMS加工工艺，设计并研制出电加热喷口，从而提高系统比冲。分析了不同喷口尺寸、供气压力以及温度下所产生的推力和比冲大小，确定出喷口设计。表征测试所研制的电加热喷口，结果表明喷口加工误差控制在2%以内。真空条件下，采用扭摆测量系统测试推力器推进性能，测试结果表明，当稳压罐内气体压力在0.1～0.2 MPa变化时，推力大小为5～10 mN。当喷气温度从25℃升至95℃时，推进系统比冲可提升10%以上。     

基于无陀螺微惯性测量单元的惯性恒星罗盘

为满足微纳航天器对姿态确定系统的体积、重量、功耗、精度等严格要求,提出用无陀螺微惯性测量单元(GFMIMU,Gyroscope-Free Micro Inertial Measurement Unit)和星敏感器组成惯性恒星罗盘(ISC,Inertial Stellar Compass)的姿态确定方案.根据无陀螺的测量原理建立了ISC的状态方程,将星敏感器的姿态测量信息作为观测量,修正GFMIMU长时间工作误差的积累.利用卡尔曼滤波器对ISC的定姿误差进行估计,并采用可观测性分析理论证明滤波器的滤波稳定性.最后,对ISC进行了系统仿真,仿真结果证明ISC可以满足微纳航天器的使用要求.      

发动机推力线快速测量方法研究

以某型号发动机喷管为测量对象,提出了一种使用激光雷达等高精度非接触测量仪器测量发动机推力线的快速测量方法。经误差仿真分析,该方法具有较高的测量精度,并具有测量速度快、成本低等特点,在航天工程测量体系中具有非常广阔的发展空间。