长征七号火箭发动机抽真空系统顺利通过试验

近日,长征七号运载火箭发动机抽真空系统顺利通过发动机试车试验,该系统在国内航天发动机上首次应用了抽真空和引导煤油充填操作技术,目前已通过实战考核和验证,基本功能、性能满足总体设计要求。该系统主要功能是在火箭射前对助推及芯一级发动机进行抽真空和引导煤油充填操作。此次试验结束后,后续将重点开展系统及关键单机可靠性验证工作。     

长七新动力的三宗“最”——我国液氧煤油发动机的前世今生

正伴随着今年6月25日"长征七号"的完美首飞,液氧煤油发动机,这个代表中国运载火箭发动机最高水平的新一代航天动力,她的前世今生,更引发人们的关注。7月7日上午,中共中央政治局委员、国务院副总理马凯在国资委主任肖亚庆,中国航天科技集团公司党组书记、董事长雷凡培陪同下,来到液氧煤油发动机的诞生地——航天科技集团六院调研指导工作。听完六院院长谭永华关于液氧煤油发动机助推     

俄罗斯选出团队研制新型运载火箭

《美国航空周刊》4月6日报道，俄罗斯航天局已经选中Samara航天中心、能源公司和Makeev火箭设计局共同组成的团队研制新一代中型火箭。该团队在竞标中击败了俄罗斯赫鲁尼切夫国家航天科研生产中心及其“安加拉”火箭。依照俄罗斯航天局要求，新的运载火箭可将运送重达20吨的载荷进入距地面200千米的轨道。新型火箭为两级火箭，第一级使用液氧，煤油为燃料，第二级使用氢氧燃料。     

碳纤维环框检测技术研究

增韧环氧树脂碳纤维材料性能的优异性使其在航空、航天领域主承力结构中占比不断提高。目前，在航空、航天领域，复合材料加工能力已成为航空、航天制造企业先进性的重要指标之一。为满足航空、航天发展形势，针对航空、航天承力增韧环氧树脂碳纤维环框为研制对象，总结与分析了零件宏观和微观领域检测技术方法及结果。研究结果可为中国航空、航天碳纤维承力零件的制造提供技术数据和参考。     

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。     

美国航天基金会《航天报告(2017)》概要

正2017年8月3日,美国航天基金会发布了《航天报告(2017)》,这是美国航天基金会自2006年以来每年度连续发布的第12版《航天报告》。报告从航天经济、航天基础设施、航天人才队伍、航天产品和服务等维度,以数据统计和对比分析的方法研究了2016年度全球航天活动最新动向和全球航天产业发展态势。本文将对该报告进行分析和解读。     

从美国航天基金会《航天报告(2018)》看世界航天发展态势

正2018年7月19日,美国航天基金会发布了《航天报告(2018)》,这是美国航天基金会自2006年以来每年度连续发布的第13版《航天报告》。报告从航天经济、航天基础设施、航天人才队伍、航天产品和服务等维度,以数据统计和对比分析的方法研究了2017年度全球航天活动最新动向和全球航天产业发展态势。本文将对该     

天上测控站——跟踪与数据中继卫星

航天测控系统是航天系统的重要组成部分,主要用于对航天器进行跟踪测量、监视控制和信息交换。从事航天活动的国家都建有不同规模与水平的航天测控系统。初期的航天测控系统主要由航天测控中心、航天测控站组成,后来又有测量飞机和测量船     

长征七号运往海南执行首次发射任务

正长征七号运载火箭于5月中旬运抵海南发射场,执行首次发射任务。该火箭由中国运载火箭技术研究院抓总研制,是我国载人航天工程为发射货运飞船而全新研制的运载火箭。该火箭是我国新一代中型运载火箭的基本型号,采用了液氧煤油发动机等新技术,近地轨道运载能     

应用气动谐振的气氧、煤油点火器的方案研究

为了实现液体推进剂火箭发动机的多次可靠起动,将气动谐振点火技术应用于气氧煤油的点火.提出了两种应用气动谐振的气氧煤油点火器方案:直接点火方案和间接点火方案.在直接点火方案中对气氧与煤油同轴喷入和煤油由顶部喷入两种不同的点火方式进行了分析比较.在间接点火方案中对点火火炬为富燃和富氧两种情况进行了对比分析.试验研究表明两种方案均实现了多次可靠的点火并生成了稳定的点火火炬.通过对两种方案的优缺点、工程上应用的技术可行性和存在的技术难点的分析,认为富燃情况的间接点火方案具有明显的优势并有望在短期内达到工程应用要求.      

干扰因素对补燃式液体火箭发动机性能的影响

给出了描述补燃循环液体火箭发动机静态特性的非线性数学模型,用拟牛顿法求解各性能参数,分析了干扰因素对液体火箭发动机参数的影响,所得结论可用于发动机试验结果分析、发动机可靠性分析、发动机故障分析,也可用于揭示发动机参数随各种干扰因素的变化规律.      

基于时频分析的运载火箭故障特征提取技术

为尽可能从运载火箭飞行试验数据中获取更多有价值的信息,提出了新的火箭振动参数故障特征提取模型,用于火箭振动问题分析.构建了三维傅里叶谱,用于高效地分析全程观测信号频谱的时变趋势,研究了Wigner-Ville分布的标准算法与快速算法,用于精确刻画振动参数感兴趣数据段的频谱随时间的分布情况.试验结果表明:模型及方法处理火箭遥测数据直观、高效、精确,可以应用于实测数据分析.研究时频分析方法对试验数据进行更深层次的分析处理,对设计高可靠、高性能的运载火箭,具有重要意义.     

干扰因素对液体火箭发动机性能的影响

给出并改进了描述液体火箭发动机稳态工况的非线性数学模型；用修正的Ｇａｕｓｓ－Ｎｅｗｔｏｎ法求解各性能参数，分析了每个干扰因素分别对液体火箭发动机参数的影响，用非线性模型和小偏差方法对比分析了两个干扰因素分别和共同对发动机参数的影响；所得结论可用于发动机试验结果分析、发动机可靠性分析、发动机故障分析，也可用于揭示发动机参数随各种干扰因素的变化规律     

火箭空中爆炸冲击波峰值超压预测方法

研究火箭空中爆炸冲击波参数预测方法对于乘员舱的安全评估具有重要意义。为了探究火箭空中爆炸时飞行高度对峰值超压的影响，获取冲击波参数快速预测方法，利用ANSYS/LS-DYNA有限元软件对火箭飞行至0~20 km高度爆炸进行了有限元仿真分析。结果表明，作用于乘员舱的冲击波峰值超压随飞行高度的增加而快速减小。火箭空中爆炸冲击波压强衰减系数与飞行高度之间的关系服从二次函数衰减。在此基础上，提出了考虑高度效应的火箭空中爆炸冲击波峰值超压预测公式，可为乘员舱的快速危害性评估以及防护研究提供一定参考。      

液体火箭发动机爆震波点火技术初步研究

对液体火箭发动机各种点火技术优缺点进行了对比分析,探讨了各种点火技术方案应用于未来先进推进系统的多管多次点火系统的可行性,讨论了各种点火技术应用方案的结构形式.对爆震波点火技术进行了初步研究,建立了气氢气氧爆震波点火的简化理论分析模型,对其在实际液氢液氧发动机中应用的具体方案进行了分析.分析结果表明,爆震波点火技术可以由低压混合气体产生高温高压的爆震产物,爆震波以高马赫数速度传播,迅速到达各点火位置.爆震波点火技术具备良好的同步性能和简单的结构方案形式,适用于液体火箭发动机多管多次同步点火.     

减小大型火箭外壳板滚 弯直线度误差的途径

如何更有效地减小大型火箭外壳板（简称箭壳板）滚弯直线度误差，至今仍是箭壳板制造工艺人员所关注的问题。在对最不利实际工况下三轴辊弯板机中心辊进给量沿自身轴线分布规律作系统的分析、计算和研究的基础上，作者推导出一项箭壳板滚弯直线度误差不等式。对该不等式所显示的箭壳板滚弯直线度误差与轧辊主要几何参数之关系进行研究及比较后，提出了改造三辊机是减小箭壳板滚弯直线度误差的重要途径。一系列研究表明，按该推荐方法改进三辊机可使箭壳板直线度误差大幅度下降。     

从探空七号气象火箭到织女三号高空研究火箭——我国实用探空火箭发射成功30年回顾

1960年9月13日我国实用探空火箭——探空七号气象火箭首次发射成功,揭开了我国火箭探空活动的序幕。自那时以来,我国火箭探空事业取得了显著进展。在过去的30年间,我国共发射了17种型号的探空火箭;此外,一种新型号探空火箭——织女三号高空研究火箭也将于近年内发射。本文从火箭气象探测、火箭生物试验、火箭大气取样、火箭试验研究等四个方面对此进行概略回顾。     

液发推力室和涡轮泵故障监测与诊断技术研究

研究了液发推力室和涡轮泵故障监测与诊断技术,介绍了取得的主要研究成果,内容包括:试车结果统计与故障特性分析、故障模式与影响分析、故障数据库的设计与实现、状态分类与特征分析等.此外也介绍了基于人工神经网络理论的动态过程监测与诊断算法、基于时序分析的稳态过程监测与诊断算法和基于频谱方法的事后故障分析与诊断等故障监测与诊断算法.最后,介绍了所研制的工程应用系统,并给出了具体的故障监测与诊断实例.      

Measurement of middle atmospheric ozone density profile by rocket-borne radiometer onboard KSR-II

KSR-II, a two-stage sounding rocket of KARI was launched successfully at the Korean Peninsula on June 11, 1998. The apogee of the rocket was 137 km. For the ozone measurement, 8-channel UV and visible radiometers were onboard the rocket. The rocket measured an in situ stratospheric and mesospheric ozone density profile over Korea during its ascending phase using the radiometer and transmitted the data to ground station in real time. The maximum ozone density occurs near 25 km. Retrieved profile has a random error (1σ) of approximately 15% for altitude below 20km, 7% between 20-50 km and 10% greater than 50 km. The retrieved data were compared with Dobson spectrophotometer, ozonesonde, and HALOE onboard the UARS. Our results are in reasonable agreements with others.