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21.
本文提出了固体发动机用于航天运载的两个方案:全固体方案和液体芯级固体助推方案.对固体火箭发动机的可靠性、安全性和成本等问题作了详尽讨论,并与液体火箭发动机作了比较. 相似文献
22.
等温有限元模型业已取得良好进展,它首次用于4向(4D)碳—碳材料的热结构分析,并推广用于其它多向(nD)复合材料。从本质上讲,复合材料各向异性和非弹性性质的预估,要由各向同性的弹塑性材料(基体加界面)和弹性正交材料(均匀化杆组成的网络)叠加求得。加上模型的热塑性能使之能更好地描述热试车过程中 nD 整体喉衬入口段(ITE)的真实状态,尤其是,用经典弹性和轴对称热结构分析,可能大大低估了应力。另一方面表明,由4D 碳—碳复合材料试验研究得到的复合结构的基本性质可用于由同样成分制作的其它nD 织物结构。这样,无需用复合材料的具体特性,就可以预估出一个6D 碳—碳环的性质。 相似文献
23.
最佳多级固体火箭飞行器的设计是复杂的,因为它受到很多设计参数的控制,并受到现有技术和系统要求两者的约束。可以研究飞行器性能对发动机设计的敏感性,并导出一组描述飞行器的设计参数,而此飞行器对于特定的准则已最佳化了,如最高的性能或最低的成本。这种飞行器的研究表明,成本和性能对单个火箭发动机设计是敏感的。本文叙述在现有技术条件下有一套特定要求的最佳飞行器的设计方法,并且受到诸如成本、重量、几何形状、射程或有效载荷的约束。本最佳化是发动机和飞行器所有设计细节的规程,它由下述过程完成:设计单个发动机,将它们组装成飞行器,研究飞行器的性能并系统地修改发动机和飞行器的设计以得到最佳结果。这由准确地设计并组装一套协调的部件成为一台发动机的自动程序来完成。飞行器的所有发动机是序贯设计的,并以联接的级间结构、有效载荷、电缆管道和控制装置组成一个完整的飞行器说明。至于满足系统要求的飞行器的无限性,单一的最佳飞行器是所希望的。有一组设计参数满足所有约束条件以及使一些性能因子,如成本、重量、长度、射程或发射重量达到最大值或最小值。本文概述了完成此过程的方法。 相似文献
24.
25.
固体火箭发动机使用寿命的预估和"延寿" 总被引:7,自引:2,他引:7
介绍了长期使用寿命分析等固体火箭发动机寿命预公的方法。从经济和环保方面考虑,对到期的固体火箭发动机应用采取推进剂回收再利用等措施,对经过评估认为到期后部分失效的发动机,可采用整修措施,更换失效部件,对失效的药柱重新浇铸等,以延长其使用期。 相似文献
26.
27.
28.
利用Cluster四颗卫星的磁场探测数据计算磁尾场向电流并投影到极区电离层,研究其投影位置在南北半球的分布规律,统计过程中去除了强磁暴(磁暴主相Dst<–100 nT)期间的场向电流事件。结果显示:磁尾场向电流事件在极区投影位置的纬度分布具有明显的南北半球不对称性,北半球为单峰结构,南半球为双峰结构。在北半球投影到较低纬度(<64°)的场向电流事件数目明显多于南半球,并且所能达到的最低纬度更低;在南半球投影到较高纬度(>74°)的场向电流事件数目明显多于北半球,并且所能达到的最高纬度更高。地磁平静条件下(|AL|<100 nT),磁尾场向电流密度随磁地方时(MLT)呈递增趋势,这一结果与低高度卫星在极区对I区场向电流的探测结果符合很好。研究结果表明,磁尾场向电流投影位置的纬度分布呈现出明显的南北不对称性,这与南北半球磁尾场向电流的空间分布以及磁层中磁场结构具有密切关系。 相似文献
29.
由于环境温度的变化,以及气动加热、冷却等原因,致使固体火箭经常承受瞬变热应力的作用。特别是当这些应力事实上是周期性变化时,它们可能大得足以引起药柱破坏。近来试验研究表明,多年来用于预估固体火箭推进剂瞬变热应力的单体结构理论是不合适的,该理论过分地低估了应力值,并可能导致非保守的设计。本文提出的修正理论考虑了结构理论方面温度变化的影响。假设温度变换函数不仅取决于作为热流变学单体情况的瞬时温度,而且还取决于温度变化率。修正理论业已表明,适合于预估某些瞬变热试验的结果。 相似文献
30.
大西洋研究公司(ARC)与法国欧洲推进公司(SEP)共同进行先进向量控制方案的设计和论证试验。方案之一是超声速分离线喷管,该推力向量控制试验系由曾在标准(轴向)试车台进行过试验的基本型弹道发动机在ARC的多分力试车台上完成的。超声速分离线喷管是在60年代研制的一种很有希望的方案,由于受当时材料的限制而放弃了;随着喷管材料的新发展,证明该方案有进一步开发的必要,因为它可提供较大的偏转角。SEP制造的一种先进的轻型耐高温复合材料NOVEL-TEX,已被选用为ARC试验的喷管喉衬和出口维。本文叙述了发动机和推力向量控制系统的设计、试验装置和试验结果。 相似文献