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31.
Aestus Ⅰ发动机是戴姆勒一奔驰公司和火箭达因公司将要合作研制的泵压式可贮存上面级发动机,它的推力室和涡轮泵(燃气发生器)设计分别参照 Aestus 和XLR-132发动机,因此具有较强的继承性。该发动机性能高、研制成本低、周期短、风险小,适用于多种运载器。本文介绍了有关技术问题和研制计划。 相似文献
32.
介绍了反压环境舱的设计思路、结构特点及其在喷嘴特性研究过程中的应用.环境舱包括:舱盖提升机构、舱体移动机构、喷嘴调节装置、气幕隔离装置、视镜和散光装置.所设计的环境舱视镜通光直径为110mm,环境压力高达6.0MPa.实验结果表明,反压环境舱能配合高速动态分析系统完成高压环境下流量和雾化性能实验. 相似文献
33.
针对发动机系统可靠性设计问题进行了研究,提出综合运用可靠性框图分析、故障主效应分析,、故障数据分析及故障树分析等可靠性分析方法,评估发动机不同设计方案的可靠性水平,并举例对某型号发动机的方案论证进行了典型分析计算。 相似文献
34.
35.
变推力液体火箭发动机可以增大工作适应性和可操作性。对变推力发动机要求在变推力时具有高的比冲、稳定可靠和需要的响应特性。本文讨论了双组元变推力液体火箭发动机比冲的影响因素和在变推力情况下获得尽可能高的比冲的关键技术,介绍了登月舱下降发动机 LMDE 的比冲特性。 相似文献
36.
分隔贮箱内液体晃动问题可以用一个两自由度非线性阻尼系统予以描述。本文采用等效线性化方法处理非线性阻尼参数,给出了一种利用稳态正弦基础激励晃动试验技术确定分隔贮箱内液体晃动等效力学模型的参数识别方法。方法通过引入晃动模态的频响函数剩余影响的拟合项实现两阶晃动模态的分离识别。数值仿真计算表明,这一方法给出的参数识别结果可以满足工程应用的精度要求 相似文献
37.
空间小推力发动机推力室喷注器的设计与身部冷却问题 总被引:3,自引:0,他引:3
介绍了空间小推力双组元液体火箭发动机推力空头部喷注器设计的某些特点和身部冷却的一些问题,具体地讨论了几种喷注器设计方案和简述了身部液膜/辐射冷却的机制,并给出某些情况下估算壁温的方法。 相似文献
38.
某型三级运载火箭为短粗结构,在研制过程中曾发生第三级推进剂晃动不稳定问题。分析认为,这是运载火箭的则体结构与推进剂晃动强烈耦合所致。为解决不稳定问题,提出在推进剂箱中增加纵向隔板,分别以45°,90°分隔。分析和试验表明,这种方法能提高推进剂的晃动频率,减小晃动质量,但结构复杂。主题词 相似文献
39.
提出液氧/甲烷的膨胀循环发动机的概念.介绍利用甲烷的焓-熵图进行涡轮泵功率平衡和涡轮工质循环的计算.研究该种发动机的参数范围.讨论该发动机的实现的可行性. 相似文献
40.
液体远地点发动机工作期间卫星的姿态控制问题 总被引:3,自引:0,他引:3
本文建立了在转移轨道远地点机动期间,包括液体晃动和太阳帆板挠性在内的三轴稳定卫星姿态动力学方程,进行了姿态控制系统的设计和仿真,分别用根轨迹方法和描述函数方法对系统的稳定性进行了分析,得出了初步结论。 相似文献