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航天飞机主发动机(SSME)一种可重复使用的空间发动机系统,是现在使用的最为复杂的地面-轨道发动机系统。基于美国最近几十年的空间运输将依赖航天飞机及其衍生型号,美国航空航天局正实施一项研究计划,为有组织地推进可重复使用空间推进系统建立技术基础,其中也包括先进的材料和工艺的开发及评价。 相似文献
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含故障统计相依组件的多态复杂系统故障树分析 总被引:3,自引:0,他引:3
为精确评估可重复使用火箭发动机系统可靠性,采用带约束变量的布尔算法将状态分析与故障树分析恰当结合,从而对含故障统计相依组件的复杂多态可重复使用火箭发动机系统进行可靠性分析.以航天飞机主发动机(SSME)为研究对象,对管路多态性及预燃室和涡轮泵之间的故障相依性进行深入研究.结果表明:该布尔算法能够很好地消除组件统计相依性从而简化复杂多态系统故障树,组件之间失效相依性对系统可靠性影响较大,因此需要加强组件多态及相依性的研究来获得更精确的系统可靠度. 相似文献
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针对未来航天主发动机的应用需求,提出了一种燃料供应系统采用开式循环、氧化剂供应系统采用分级燃烧闭式循环的半开式富氧补燃混合循环发动机系统方案,综合分析了这种新型混合循环发动机所能达到的比冲性能,对比分析了新型混合循环发动机作为可重复使用航天运载器主发动机相比于开式循环和常规补燃循环、全流量补燃循环发动机的优缺点,针对推... 相似文献
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本文借鉴美国航天飞机和国外研制第二代重复使用轨道器对主发动机系统、主推进剂贮箱、防热系统的材料选择以及有关的关键工艺问题进行了探讨。 美国航天飞机发动机所出现的故障中,尤以燃料管产生裂纹最为突出。由此可见,为确保轨道器重复使用,对各零部件正确选材并选择合理的加工工艺以使其有足够的强度与寿命是极为重要的。 相似文献
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本文概要介绍美国航天飞机主发动机的性能,研制过程中出现和解决的技术问题,还介绍了进一步提高该发动机性能的方案和技术途径. 相似文献
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美国NASA和空军的几家研究试验机构正在着手对几种火箭发动机进行关键性的试验.这些试验将加快NASA的X-33和X-34有翼试验火箭及波音公司的“德尔它”4渐进一次性运载火箭(EELV)将要使用的三种先进低成本推进系统的研制.这也是2O多年中美国首次研制新的大型火箭推进系统.7O年代末,美国研制了航天飞机主发动机(SSME),此后再没有实施过大型火箭发动机研制计划.新发动机研制试验计划将使NASA马歇尔航天飞行中心、斯坦尼斯航天中心和空军研究实验室推进部的推进技术研究试验再度活跃. 相似文献
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整体式固体火箭冲压发动机在面空导弹上应用具有比冲高、质量轻、可全程主动攻击、使用维护方便、成本低等优点.而进一步提高发动机可用攻角、采用BTT技术、调节主级燃料流量和采用高能贫氧推进剂还可大幅度地提高以这种发动机为动力的导弹性能. 相似文献
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航天飞机主发动机被誉为迄今为止所研制的最先进、最复杂的液体推进剂火箭发动机。它采用液氢、液氧推进剂,不仅推力大、比推力高,且可重复使用50余次,总工作时间长达27000秒;其动力循环系统、部件结构设计、材料工艺选择、控制系统线路均较繁杂,采用许多新型设计、材料和工 相似文献
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为了预测液体火箭发动机推力室的复合冷却性能,建立了推力室再生冷却通道和超临界氢的三维仿真模型以及推力室内燃气和超临界氢膜的轴对称二维仿真模型。通过边界耦合发展了液体火箭发动机推力室复合冷却流动与传热的数值仿真方法。对航天飞机主发动机推力室内部燃气、超临界冷却膜、室壁和再生冷却剂进行了流动与传热耦合计算仿真研究。研究表明,仿真方法可较好地预测推力室燃气及再生冷却剂的流动和传热,计算得到航天飞机主发动机的燃气侧壁面最高热流密度为129MW/m2,最高壁温为885K,冷却剂温升为192K,压降为8.8MPa,结果与已有数据吻合较好。模型和仿真方法可用于液体火箭发动机推力室冷却系统传热计算和冷却结构的优化设计。 相似文献
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发动机喘振裕度自适应控制 总被引:1,自引:0,他引:1
本文研究飞行 /推进系统一体化控制中的发动机喘振裕度自适应控制。通过一定的控制作用 ,使发动机在所有飞行条件和工况下都保持一定的喘振裕度 ,从而充分发挥发动机的潜力。将发动机大偏差模型、进气道及飞机模型综合在一起 ,构成飞机 /推进系统一体化数学模型 ,以进行发动机自适应控制的仿真。计算机仿真表明 ,发动机自适应控制具有很好的性能效益 ,例如在飞行高度 H=10公里 ,飞机由 Ma=0 .65加速到 Ma=0 .90 ,在采用自适应喘振裕度控制后 ,双发动机推力提高 16 ,飞机加速时间缩短 2 3 ,大大提高了飞机性能。 相似文献