FRP固体火箭发动机壳体的非线性FW线型分析

对纤维增强复合材料（FRP）固体火箭发动机壳体的纤维缠绕（FW）线型进行了简要地分析。鉴于封头曲面上FW线型稳定性对于线型参数变化十分敏感，分析封头FW线型时，本文仍从测地线方面来考虑。依此，两赤道圆处FW角必须以左右封头几何尺寸及测地线FW条件来确定。在对筒身段非测地线FW可行性讨论中，提出了筒身段实现非测地线FW的条件，同时推导出了筒身段非测定地线FW运动控制的一般数学模型。     

劳（Lao）喷管扩张段优化设计的数值方法研究

本文建立了火箭发动机喷管扩张段优化设计（Lao喷管）的型面曲线近似作图法的数学模型，将作图法转化为等价的优化问题，并给出了优化问题解的迭代方法，最后采用泛函网络的方法对离散的数值解进行了曲线拟合，以便于数控加工的编程。     

固体发动机喷管出口凝相微粒粒度分布研究

应用激光全息光学诊断方法对固体火箭发动机喷管出口凝相微粒分布进行了测量，并得出了其分布曲线。对凝相微粒数字图像处理算法也进行了研究。     

微波电热推进系统应用研究

空间推进系统作为航天器的重要部分,其性能、质量、寿命和可靠性等参数直接影响着航天器的工作状况。本文首先介绍空间推进系统的种类及其特点,其次阐述了电推进系统的主要特点,最后重点描述了微波电热推进系统的特点、系统结构,并对微波推进系统用于航天器的轨道转移和位置保持进行了理论分析。分析结果表明,微波电热推进系统具有比冲适中、寿命长、推力范围宽、羽流污染小和系统兼容性好等优点。既可用于复合式推进系统,进行航天器的位置保持、姿态调整等,也可单独完成航天器的轨道转移、星际航行和位置保持等任务,具有广阔的应用前景。     

固体火箭发动机瞬态推力测试装置

本文提出一种实用性较强的瞬态推力测试装置,适用于测量推力上升或下降时间大于4毫秒,推力值从几十牛顿到数百牛顿,推力测试系统固有频率较低的固体火箭发动机瞬变推力。文中指出推力测试的实质问题:利用低频推力测试系统测量高频瞬变推力时,存在着动态畸变和动态误差,阐明了以瞬变力模拟补偿仪和拉压力应变式传感器为主体的瞬态推力测试装置的工作原理。     

重新设计的航天飞机固体发动机现场接头的设计和热验证

重新设计的航天飞机固体发动机现场接头的内部绝热层是发动机钢壳体和O型密封环的热防护部件.为了防止燃烧室高温燃气到达接头内部,采用了一种无通孔绝热层设计方案.对假想的缺陷和由这些缺陷造成的沿接头粘合面以及O型密封环发展的泄漏通道进行了分析,以验证接头在这些不希望出现的条件下能否完满地起到密封作用.同时还进行了接头中有预设缺陷的发动机的静态试车,验证这种设计对缺陷和由此产生的泄漏通道的不敏感性.试验与分析的结果表明,该设计满足所有的性能和安全要求.     

液体火箭发动机地面试车过程的实时故障检测方法研究

为解决液体火箭发动机地面试车过程中故障检测的及时性、实时性、可靠性和稳健性等关键问题,研究建立了稳态和启动工作过程实时故障检测与报警的自适应相关算法和包络线算法,并进行了大量试车数据的验证和地面试车的实时考核。结果表明,算法能对发动机启动和稳态工作过程中的故障及时准确地检测,并在地面试车的实时和强干扰环境下具有良好的可靠性和稳健性。研究结果对研制工程实用的我国运载火箭健康监控系统具有重要的理论和应用价值。     

基于主元分析法的液体火箭发动机传感器故障检测与诊断

针对液体火箭发动机的压力、温度、流量等传感器数据,给出了一种基于主元分析法的传感器故障检测与诊断方法。该方法能够在对测量参数相关性分析的基础上,将传感器测量值所组成的测量空间分解为主元和残差两个子空间,通过传感器实际测量数据与正常数据矩阵在残差子空间投影的比较,对传感器的故障进行检测与诊断。以某型LRE传感器组为研究对象,通过故障模拟,给出了该方法对4种典型传感器故障的检测与诊断实例。结果表明主元分析法对LRE传感器具有很好的故障检测和故障诊断能力。     

“阿里安”-5的新型火箭发动机重启试验获得成功

以液氧/液氢为燃料的新型Vinci上面级发动机二次点火成功,该发动机将用于阿里安宇航公司的"阿里安"-5运载火箭。此项试验在位于     

考虑应力-强度干涉的发动机管路设计方法

在静强度设计的基础上,根据应力-强度理论,对高压补燃液氧煤油发动机总装管路设计在考虑材料机械性能的不均匀和工作压力脉动的条件下,对动态可靠性进行了数学建模,提出了采用动态安全系数的校正方法。通过试验验证,这种方法能够保证发动机工作可靠性设计要求,为发动机管路设计提供了一种新的方法,也可以推广到其它结构件的设计当中。