长征四号运载火箭制导,姿控和轨道测量系统

我国新研制的长征四号运载火箭于1988年9月7日进行首发飞行试验,把我国第一颗气象卫星送入离地面900公里的太阳同步轨道。本文介绍该火箭的制导、姿控和轨道测量系统的组成,工作愿理以及飞行试验结果分析。     

双组元非自燃推进剂姿控发动机关键技术的探讨

讨论了液体双组元非自燃推进剂姿态控制发动机关键技术及其可能的解决途径.文中引用了喷气技术公司对2758N气氧/酒精推力室做的实验结果.     

FG—02“长征一号”运载火箭第三级固体发动机

ＦＧ－０２固体火箭发动机是中国“长征一号”运载火箭的第三级动力装置,由中国航天工业总公司第四研究院于１９６５开始研制,１９７０年４月２４日成功地应用于发射“东方红一号卫星     

长征四号运载火箭的控制系统

本文叙述了长征四号运载火箭控制系统的构成及性能,介绍了它所采用的三项新技术,即数字式姿态控制系统、计算机调零方案和双向摇摆伺服机构,最后给出了飞行实验结果。     

恒压式姿控发动机增压气体特性分析

对恒压式姿控发动机增压气体的绝热节流特性进行了理论分析，结合工程实例，分析和计算了氮气增压过程中的结构降温，膨胀降温和节流降温，综合计算结果和实际情况，对增压气体采取了相应的措施，由飞行遥测数据可知，所采取的措施是有效的。     

运载火箭气氧/煤油姿控发动机技术研究

为实现空间推进系统的无毒、无污染、低成本、高性能和高可靠性,在国内首次研制了运载火箭辅助动力系统气氧/煤油发动机。以推力150 N的气氧/煤油发动机为研究对象,给出了点火、喷注器及身部冷却、阀门等的设计方案。介绍了研制中突破的小姿控发动机电脉冲点火器、气/液组合的有效混合、发动机稳态工作时的烧蚀,以及高空真空点火等关键技术。计算了气液两相流稳态燃烧流场并进行了氧化剂路气流试验。地面热试车和高空模拟热试车的结果表明,电脉冲点火器可实现发动机的可靠点火,采用同轴离心式内混合喷注、铌合金液膜辐射冷却方案的该气氧/煤油发动机真空比冲可达2 800 N.s/kg,脉冲工作大于3 000次,但真空中发动机的冷却仍需进一步研究。     

运载火箭上面级姿控技术研究

开展了运载火箭上面级姿态控制技术研究,对国内外运载火箭上面级发展情况进行了分析,给出了上面级发展趋势,并对上面级姿态控制技术设计的难点进行了分析.     

苏联运载火箭液体发动机研制概况

苏联早在30年代就开始了液体火箭发动机的研制工作。经过多年的努力,他们已成功地研制了多种型号的运载火箭液体发动机,其技术水平亦居于世界领先地位。本文概述了苏联运载火箭液体发动机的发展过程,并对质子号和能源号的发动机进行了专门的介绍。     

中国空间用固体火箭发动机的发展

中国从１９５８年开始复合固体推进剂火箭发动机的探索和研制工作。根据航天技术发展的需求，促使复合固体推进剂火箭发动机从小到大逐步发展起来。在三十多年的研制过程中。解决了壳体材料和成型工艺、推进剂配方和装药工艺、喷管和推力向量控制技术，安全点火和高空点火技术、各种环境试验技术、无损检测和质量保证技术、地面试验和测试技术等。已形成了固体火箭发动机研究、设计、试验、生产配套的基本条件，同时为中国卫星发射提     

一种新概念固体姿控发动机简介

简要介绍了目前卫星姿控发动机的应用现状及发展趋势，提出了一种以光化学分解为基础的工作过程可控的固体资控发动机新概念。     

空间推进系统表面张力贮箱的研究

首先对空间推进系统的推进剂管理进行了概述,着重介绍该表面张力贮箱的研究。主要包括:第一,对各种加速度下液体在贮箱内的定位进行了分析,以确定管理装置的结构形式;第二,在贮箱设计上,应用流体网络理论,建立了设计模型。按以上方法设计的贮箱已经通过振动冲击、运输、液流等地面试验及飞行试验的考核,无一出现故障。     

表面张力贮箱电子束焊接工艺研究

通过研究对接式和搭接式焊缝试板电子束流与焊缝熔深之间的关系、焊接顺序与角变形高度之间的关系,得出了表面张力贮箱前(后)舱推进剂管理装置上(下)组件电子束焊接工艺规范,即加速电压为60 kV,焊接速度为500 mm/min,工作距离为300 mm,电子束流为6 mA,聚焦电流为2.11 A,电子束偏移量为0.1 mm的焊接工艺规范.采用该工艺规范焊接的表面张力贮箱前(后)舱推进剂管理装置上(下)组件焊后和振动试验后的泡破点实测值满足设计要求.该表面张力贮箱已用于某型号上面级液体发动机.该发动机已通过了地面热试车考核.     

双组元姿控发动机喷管化学反应流场数值模拟

本文对混合比为０．９、１．０、１．１三种状态下工作的双组元自然推进剂（肼／四氧化二氮）姿控发动机喷管内化学反应流动进行了数值模拟。数值模拟时采用了弱耦合点隐式方法的数值方法及肼／四氧化二氮的十二组分、十三个基元反应的有限速率化学反应模型。得到了三种混合比下反应流及混合比为１．０时冻结流发动机的推力和比推力、喷管中的流动参数及各组分的质量分数。分析表明，数值模拟的结果与理论分析一致，结果可靠。本文工作为姿控发动机的喷管设计提供了理论依据。     

变结构自适应控制理论在运载火箭姿控系统设计中的应用

针对大型运载火箭姿态控制系统设计的一些具体问题，如弹性振动的抑制、外部干扰的补偿等，探讨了变结构自适应理论在运载火箭姿态控制系统设计中的应用方法及其可行性。对于变结构理论的应用方法，提出了不确定性边界的自适应估值算法和基于简化模型的变结构自适应控制器设计。对设计的姿态控制系统进行了仿真，并与采用古典理论设计的姿态控制系统性能进行了比较。结果表明采用变结构自适应控制理论设计运载火箭控制系统是可行的，与古典方法相比变结构自适应方法设计的姿态控制系统具有较强的鲁棒性和较高的精确度，特别是采用不确定边界自适应估算方法可以大大提高系统的稳定性。     

喷口遮挡对射流式姿控火箭发动机性能的影响

通过数值模拟和试验研究,分析了喷口遮挡对姿控火箭发动机性能的影响。结果表明,当发动机喷口被遮挡时,姿控发动机不能跟随控制指令产生所需的反向推力,其稳定弹轴的能力减弱,从而影响火箭弹的落点精度。     

对现役和未来运载器的液体发动机研制的评价方法

按主要发动机和推进剂的参数,以及它们在运载器上的应用,叙述了现有各种供大型运载器用的液体发动机.讨论了在具体的发动机研究项目中的预研、早期的研制方式和发动机技术的成熟性,包括了取得的经验.对新型发动机,包括能支持下一代运载器的改进的和新构想的发动机,以技术为重点作了说明.介绍了为降低潜在的研制风险所需要的技术成熟程度和发展,以及在性能、可操作性、重复使用性、可靠性和生产性上预期能取得的收获.建立了技术上分等的方法,其中包括以效益函数表示的相对运输系统寿命周期费用(LCC).这一方法在确定初步但及时地对各种技术的费效比作等级评定是有用的.方法学采用了无量纲形式的常规费用估计比值(CER).引进新推进系统技术上取得的运输系统相对总效益,是从包括运载器操作和发射设施的主要运输系统各部分的递推和非递推费用中得出的.对某些高发射率的模型中的几种候选运输系统发动机方案及有关技术排出了高低等级.     

姿控发动机推力测量系统的动态建模与补偿

在姿控发动机的瞬态推力测量中,推力测量系统的动态特性是影响推力准确测量的一个至关重要的因素。根据姿控发动机推力测量的特点,针对某型号姿控发动机设计了专用的试车台架,采用了动态标定、动态补偿和计算机仿真有机结合的方法,对推力测量系统动态特性的改善进行了研究。仿真结果表明,此方法在改善推力测量系统动态性能方面是行之有效的,可将其进一步推广到其它动态测量系统。     

下一代液体发动机

本文探讨了用于运载火箭的各种推进系统技术,给出了几种推进系统方案,并进行了技术对比。这些方案包括双燃料双膨胀管、单燃料双膨胀管、加氮的单燃料双膨胀管和加铝的双膨胀管等。文章对各种方案的成本、可靠性和寿命等问题作了分析比较。作者是美航空喷气发动机技术系统公司的技术人员。