差动活塞式热气自增压系统优化设计

为了进行应用于液体姿轨控动力系统的差动活塞式热气自增压系统优化设计,研究了一种基于遗传算法的优化设计方法。该系统由起动药盒、压力放大贮箱、流量调节器、燃气发生器和管道等组成。文中提出了在给定要求、约束和假设条件下进行系统总质量和起动时间的有约束多目标优化任务;建立了系统总质量、轴向尺寸、径向尺寸和系统性能参数的计算模型;采用归一加权法、惩罚函数法以及遗传算法求解了有约束多目标优化问题。根据帕累托前沿解,系统总质量的加权因子在[0.4,1.0]内变化时,可以得到优化结果。为了得到系统参数作为单目标的优化结果,本文进行了系统单目标优化,系统总质量、起动时间、质心漂移、轴向尺寸和径向尺寸各自作为优化目标可分别降低23.17%,34.40%,84.10%,62.28%和4.14%,增压效率可提高0.42%。分析了设计变量对系统参数的影响,结果表明压力放大贮箱气体腔初始体积、液体腔直径和起动药盒固体推进剂质量是影响系统参数的主要设计变量。     

液氮贮箱常压停放实验与数值仿真

为研究低温推进剂的常压停放过程,设计了可视化液氮贮箱实验系统。实验中研究充填率和环境温度对液氮汽化量的影响,并测量贮箱内流体和贮箱外壁面的温度随时间和位置的变化。实验得出贮箱常压停放过程,相变主要在壁面和气液界面产生,并且气枕区存在温度分层,距出口位置越近温度越高;而液体区温度基本一致,处于饱和状态。贮箱外壁面在轴向的温度分布显著不同,处于液体区壁面温度低。运用分子动力学推导出的Hertz-Knudsen公式作为气液相变的传热传质源项,并据实验测得温度边界条件,采用混合物模型对贮箱常压停放状态进行30 min的数值仿真。仿真得到结果显示体积汽化速率与实验数据的偏差在5%以内,液体区的温度仿真与实验的偏差在0.15 K左右。      

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。     

推进剂音速的理论计算

在液体火箭动力系统的各种冲击、振动问题的研究中,例如发动机起动、关机水击,动力系统的各种低频振动,纵向耦合振动,发动机不稳定燃烧等等的研究中,都需要知道推进剂音速。推进剂音速通常用实验的方法测定,但如果能用计算确定,将比实验更经济、简便。本文介绍用计算的办法来确定推进剂音速,推导了推进剂音速的计算公式,以N_2O_4为例,讨论了推进剂温度、压力、夹气量、夹气种类、导管壁厚及材料弹性模量等各种因素对推进剂音速的影响。     

一个由可匹配的互易无损五端口和优良的定向耦合器组成的理想六端口网络

由一个可匹配的互易无损五端口串接一个优良的定向耦合器组成的六端口。根据Engen所发展的理论,证明它具有理想六端口的特性。诸q点以120°间距分布在公共圆上。可匹配的五端口本身具有四路分配网络的功能,并与一个可匹配的非互易的无损三端口(环行器)非常类似。这种类似可用于设计几种可匹配对称微带线式的五端口,以便进行六端口测量。     

复合材料在国外战略导弹和运载火箭结构上的应用

本文介绍了复合材料在国外宇航工业申的应用,举例说明复合材料在战略导弹和运载火箭结构上的应用与发展情况。     

温度畸变对发动机和压气机工作的影响

分析了温度畸变和温度、压力组合畸变对发动机和压气机工作的影响，介绍了与空间温度畸变有关的因素，给出典型的试验曲线，提供了评估进口温度畸变对发动机性能和稳定性影响的分析方法。     

毫米波缝隙天线阵面光刻工艺

毫米波主动导引头缝隙天线阵面，具有面积大、缝隙数量多、精度高的特点，制造这样的缝隙天线阵面，在国内尚属首次。本文着重对缝隙天线阵面的光刻工艺进行了分析，对光刻工艺方法研制缝隙天线阵面的技术途径、工艺实验的结果和存在的主要问题进行了论述。