复合推进剂燃速压力指数与温度敏感系数的研究

推进剂压力指数与温度敏感系数的测定，常常因测量数据数量少，致使不确定度较大。为了解决该问题，将推进剂速压力指数与温度敏感系数的多次测量结果进行了综合统计计算，给出了这两个参的准确数值。文中分析了燃速测量精度对结果的影响，提出测量控制方法，指出不同区域燃烧速度压力指数的变化。建议小发动机测量应以验证药条结果为主。     

复合固体推进剂初温影响燃速和压力指数的模拟计算分析

以“价电子反应”稳态燃烧模型和模拟计算方法,模拟计算了AP粒径、粒径分布宽度、A1含量、A1粒径及压力对“AP/A1/HTPB/催化剂”系列推进剂的燃速温度敏感系数λ_P和压力指数的影响规律,并导出了λ_P与燃面温度T_s、凝聚相反应热Q_s和dQ_s/dT_0间的关系式.     

推进剂铝粉含量对固体发动机温度敏感系数的影响

用一种多分散的含铝固体推进剂的燃烧模型来确定具有单峰氧化剂分布的AP/Al/HTPB 推进剂的发动机温度敏感系数.铝粉含量在(0～20)%(质量百分比)之间变化,推进剂燃面与喷管喉面之比为250～500.结果表明,推进剂铝粉含量对发动机温度敏感系数的影响与发动机的燃喉面积比 K_H 有关.通常,增加燃喉面积比,发动机温度敏感系增至某一最大值,然后随发动机燃喉面积比的增加而减小.燃速系数和压强指数随初温和铝粉含量的变化,对发动机温度敏感系数有明显影响。而特征速度对温度敏感系数影响不大,但常常是增加的。     

惠斯通电桥式压力传感器温度补偿电路设计

基于惠斯通电桥式压力传感器桥阻随温度变化的特性,电路设计通过利用桥阻随温度变化、桥路电压也随之改变的特性,完成对压力传感器的温度补偿。针对压力传感器灵敏度正温度系数-零位正温度系数、灵敏度正温度系数-零位负温度系数、灵敏度负温度系数-零位正温度系数、灵敏度负温度系数-零位负温度系数这四种情况进行补偿电路设计,并对传感器灵敏度温度补偿部分电路进行公式推导,选择合适的电路参数。计算结果表明,电路补偿达到理想效果。     

利用弹道试验发动机确定弹道性能

本文研究了燃速参数之间的关系。象确定速度系数和速度指数关系那样,确定了温度和压力敏感系数之间的麦克斯韦关系。按一般条件,导出了发动机和速度敏感系数之间的关系。同时由Geckler和Sprenger根据一般经验公式导出了数据相容性关系。     

MHD角振动传感器标度因数温度系数分析及补偿

MHD角振动传感器标度因数与内部磁场强度、流体运动响应状态、电流互感器结构等直接相关。通过对MHD角振动传感器永磁磁路、流体感应电势、线圈放大特性三方面温度特性的分析或测试,提出各环节温度系数控制措施,完成-0.32%/℃的负温度系数特性的敏感核心设计,并在工作电路中基于铂电阻设计量值可达0.36%/℃的正温度系数的补偿环节。经实际测量,研制的MHD角振动传感器标度因数温度系数达到0.2%S.F./℃,优于国外产品水平。     

带有补偿电路的互换性硅压力传感器

该文介绍硅压阻式压力传感器。利用多晶硅电阻元件补偿温度影响,该传感器工作范围广,有互换性,兼具多种优点。掺入硼杂质,调节温度系数和灵敏度等重要参量。硅片处理包括615℃时用LPCVD法形成多晶硅;两次掺硼;950℃氮中老化30分钟;湿法制作图案。给出特性参数。工作温度-30～+125℃,满刻度输出7.5mV/V。     

差压检漏系统压力与温度响应的计算分析

文章建立了差压检漏系统物理和数学模型;利用Matlab数值模拟求解非对称的基准物和被测物在不同的充气时间、有效传热面积、对流换热系数和不同的表面辐射率情况下的压力和温度随时间的响应;通过试验舱的计算结果表明:平衡时间越长,基准物和被测物的温度差越小,压差越小;当基准物容积比被测物容积小时,可以通过增大被测物的有效传热面积、表面的对流换热系数和辐射率来缩短温度平衡时间,减小二者压差.     

HMX推进剂燃速的温度敏感性

为了阐明双基推进剂基体内HMX粒子的作用,研究了HMX基复合改性双基推进剂燃速的温度敏感性。虽然单位质量推进剂中包含的能量随着HMX重量分数ξ的增加而提高。但是,当ξ<～0.5时,燃速随着ξ的增加而下降。然而,当ξ>～0.5时,燃速又随着ξ而提高。换句话说,在定压下,ξ≌0.5时,燃速为最小值。温度敏感系数随着ξ上升而单调地下降。测试结果表明,当ξ上升时,嘶嘶区的反应速率单调下降,燃烧表面的反应热单调地增加。HMX—CMDB推进剂的这种燃烧模式证明了实测的燃速和温度敏感特性。     

预冷发动机氢氦PCHE通道换热与热应力数值分析

基于高超声速预冷发动机闭式氦布雷顿循环中印刷电路板换热器(PCHE)的应用,对PCHE氢氦通道的热固耦合特性进行了数值研究,着重阐述了热侧氦参数对换热的影响机制。探究了热侧壁温和换热系数的变化特征及其对冷侧换热的影响。考察了通道截面温度和湍动能的分布情况。通过熵产和综合换热系数评价了PCHE通道的性能,进行了通道热应力分析,建立了热侧和冷侧换热关联式(误差在±15以内)。结果表明:热侧压力对换热仅有微弱影响;热侧流量提高对热侧和冷侧换热均有增强作用。热侧进口温度下降导致热侧和冷侧换热减弱;热侧进口温度提高造成通道熵产显著增加,热侧流量增加造成通道熵产显著减小;高热应力出现在冷热流道之间和壁面两侧,局部最大热应力达到25 MPa。     

气动加热参数辨识在型号设计中的应用

针对战术导弹飞行试验的温度实测问题，通过测量弹体表面的温度。引入敏感系数，提出弹体表面气动加热热流的参数辨识方法。解决了该参数辨识定解问题的不适定性，从而获得导弹飞行全程的气动加热热流信息。飞行试验表明，通过参数辨识可获得较现有气动加热计算方法更为精确的结果，能提高设计的准确度。该计算方法在导弹设计中有较大的应用价值。     

星敏感器光学系统的热/结构/光分析

星敏感器是高精度的航天器姿态测量器件,其性能受太空温度环境的影响。运用有限元法和光线追迹法,建立星敏感器光学系统的热/结构/光分析模型,研究光学系统温度分布与星敏感器测量误差的关系,得到了算例光学系统在温度均匀分布条件下的温度变化以及轴向温度梯度变化、侧向温度梯度变化与星敏感器测量误差的关系曲线;给出了算例光学系统热误差小于角秒量级的温度条件:均匀温度分布条件下温度变化量≤10℃、轴向温度梯度≤0.1310℃/mm、侧向温度梯度≤0.0325℃/mm,为高精度星敏感器光学系统热控制提供科学的依据。     

航天器舱内星敏感器简化热分析方法及在轨验证

一般返回类航天器的星敏感器安装于舱内,通过光窗实现在轨应用。安装于舱内的星敏感器在轨热仿真鲜有人研究,舱内与舱外星敏感器的热仿真边界不同,且需要考虑安装于航天器舱板上的光窗对星敏感器计算温度的影响。文章提出舱内星敏感器的热仿真简化处理方法,即利用局部精细模型准确求解透过光窗到达星敏感器各个位置上的外热流,再配合整器热模型准确求解舱内星敏感器温度,不需要修改整器热模型,保证航天器研制进度的同时,实现了星敏感器在轨温度的精确仿真。分析结果与在轨飞行温度数据比对后一致性良好,可为舱内星敏感器在轨热分析提供工程借鉴。     

国外GAP推进剂研制现状

综述了缩水甘油叠氮聚醚(GAP)及其推进剂的热、力学及弹道性能,GAP推进剂有较高的燃速和能量,但其燃速压强指数和温度敏感系数偏高。GAP推进剂的力学性能较差,改性GAP和支化GAP更具吸引力。GAP推进剂可用于燃气发生剂、微烟推进剂、高能推进剂及改性双基推进剂。     

含SrCO3低燃速HTPB推进剂燃烧压强温度敏感特性研究

针对含SrCO3低燃速HTPB推进剂的燃烧特性，进行了不同压强或初温条件下的燃速测量、近距单幅摄影及CCD图像采集、SEM-能谱分析、TG—DTG分析等实验研究。结果表明：SrCO3的使用可显著降低推进剂的燃速压强指数和温度敏感系数；压强因素比初温条件对燃烧火焰形貌的影响大；高、常温熄火表面元素皆发生聚集，但在不同温度下熄火，元素的含量及各元素重叠的相对位置发生改变；添加SrCO3会让AP的分解峰向高温方向移动，抑制AP的分解并降低燃速，导致AP的两分解峰之间失重速率与热释放量增加，使凝相燃烧表面温度升高，燃速温度系数降低。     

一体化星敏感器温度控制措施及试验验证

针对一体化有源像元(APS)星敏感器的高精度高稳定温度要求,文章提出了从热扰动源波动控制、热量传递路径设计和高精度温度控制参数选择3个方面对星敏感器进行热设计的方法。以太阳同步轨道卫星为例,针对(20±1)℃的温度及稳定度要求,对3台星敏感器集中布局的情况进行分析,最终达到了星敏感器接口温度波动在1℃以内的效果。同时,采用地面等效热平衡试验验证了该方法的有效性,可为后续卫星星敏感器热设计提供参考。     

倾斜轨道星敏感器热控设计及在轨分析

倾斜轨道卫星星敏感器空间外热流复杂多变,同时兼具内功率集中、热容小等特点,这为星敏感器的热设计带来了很大的困难。文章以某临界倾角轨道卫星星敏感器热设计为背景,在详细外热流分析的基础上,提出了一种倾斜轨道星敏感器热设计方案,利用热分析软件Thermal Desktop对此热控系统进行了具体的热分析。星敏感器在轨遥测温度在-19.8^-5.1℃之间,满足温度指标要求,表明星敏感器热设计合理、有效,可为今后倾斜轨道星敏感器热设计提供设计依据。在此基础上,文章利用在轨遥测数据对星敏感器热分析模型进行修正,得出入轨初期星表主要热控涂层退化约为50%的结果,这对于分析近地轨道卫星在轨温度具有一定的参考意义。     

热防护系统分区协调耦合推进方法

提出一种适用于热防护系统(TPS)热控性能研究的分区协调耦合推进方法,其中采用有限体积法(FVM)进行气动热分析,FVM空间离散采用NND格式,而结构传热采用有限元法(FEM)进行分析,且在耦合面采用基于控制面的双向映射插值方法进行数据传递。进行了圆管算例分析,2 s时刻驻点处温度计算值与试验值相对误差为4.95%。研究了空天飞行器头锥TPS的热控性能,非耦合方法获得的防热瓦和应变隔离垫(SIP)最高温度分别比耦合结果高114.4 K和32.6 K,这是由于非耦合方法未考虑壁面温度升高对气动热的反馈作用,而耦合方法充分考虑了此影响。采用高热辐射率的涂层、低导热系数和较厚的防热瓦能有效提高热防护系统的隔热性能和降低主动冷却系统的功率和重量,而防热瓦最高温度对其导热系数和厚度不敏感。     

自动驾驶仪系统温度补偿

为了解决自动驾驶仪系统在研制生产中,由于有些元件的传递系数温度漂移较大,而造成系统处于极限环境温度时传递系数超差的问题,根据现有元件的实际水平,通过元件在常温、低温、高温试验时所测量的传递系数数据,从系统分析角度出发,采用统计分析方法找出回路传递系数温度漂移的系统误差与随机误差,并对系统误差进行必要的补偿来提高系统的温度稳定性。     

光纤陀螺标度因数温度误差分析与补偿

光纤陀螺在大角速度应用时,标度因数误差超过偏置漂移误差成为主要误差源。分析了引起数字闭环光纤陀螺标度因数温度误差的原因,推导出了标度因数温度误差数学表达式,并对各温度敏感参数进行了温度性能测试。使用第二闭环控制补偿了反馈通道增益的温度漂移,证明了第二闭环控制精度对标度因数的影响至多是一个三阶小量。测量了不同输出角速率和不同温度时陀螺输出误差值,用一阶多项式和三阶多项式建立了它们的关系。建立了一个双输入、单输出标度因数温度补偿模型,利用最小二乘误差准则计算出模型系数。在-25℃～60℃温度范围内,采用本文提出的控制和补偿方法可将光纤陀螺标度因数误差减小到100×10-6以下,并使标度因数非线性度小于50×10^-6。