液体火箭发动机静态仿真的探讨

本文采用非线性分析方法,建立了描述液体火箭发动机性能参数和内外干扰因素之间关系的一组非线性方程组.采用拟牛顿Ⅱ仿真算法,编制了BASIC语言源程序,对发动机实际工况进行了仿真.该法不仅可避免繁杂的换算,提高了计算精度,而且可部分地代替代价很大的试验测量.因此,在火箭发动机设计、研制和发射中有较高价值.     

在固体火箭发动机地面热试车中用监测进行故障分析

本文列举了固体火箭发动机地面热试车可能出现的故障.介绍了各种监视来统的作用与功能.建立起各类参数测试的原理与用于故障分析的数学模型.同时探讨了瞬态测试特性的重要性与故障预估的方法.文中以实例论述了发展一套地面热试车故障分析技术在研制工作中的重要意义.     

液体火箭发动机辐射冷却推力室的传热计算

本文介绍一种液体火箭发动机辐射冷却推力室设计计算方法.内容有:物理过程的分析、燃气与室壁之间对流热流和辐射热流的计算、室壁中温度场的计算、因辐射冷却引起的比冲损失的计算等.并通过一个计算实例来说明方法及所得结果的可信性.     

固体火箭发动机在航天技术中的应用

固体火箭发动机具有先进的性能、较高的精度和可靠性,因而使它在航天运载系统中得到了广泛应用.本文介绍了美国、西欧、日本研制固体火箭发动机过程及其性能与设计特点.     

液体火箭发动机地面试车故障检测的自适应阈值算法

提出一种自适应阈值故障检测算法,其检测阈值由实时估计的参数均值、标准差及由训练算法得到的带宽系数计算。用某发动机22次点火试验的试车数据进行离线故障检测,结果表明其综合性能优于红线系统和SAFD算法。     

低温上面级和氢氧火箭发动机的研制、生产成本

本文概述了国外低温推进级和氢氧火箭发动机的研制和生产成本问题,可供工程技术人员在设计航天运输系统时参考.     

液体火箭发动机性能参数的数字仿真

利用液体火箭发动机性能参数和内外干扰因素之间的一组随机非线性方程组，采用Ｍｏｎｔｅ－Ｃａｒｌｏ方法对发动机性能参数进行了模拟。通过计算获得了发动机性能参数的经验分布曲线，得到了它们的统计平均值和置信区间，与设计值相对照，符合得很好。这为火箭发动机的研制、生产、维修和可靠性评估等提供重要参考。     

液体火箭发动机热试车数据微机自动采集系统

介绍了一种采用ＰＣ／ＡＴ总线微机的液体火箭发动机热试车数据自动采集系统，该系统能同时完成模拟和冲两类信号的自动采集，采集软件由汇编语言编写，定时采集由计算机内部时钟中断实现，软件设计考虑了不同信号对采样时间的特殊要求。     

一种固体火箭发动机的设计优化与参数分析

本文提出了一种用于小型单室双推固体火箭发动机初步设计阶段的参数优化与参数分析法.寻优过程以铝粉含量、初始J值、燃烧室压力、壳体直径和喷管喉径为设计变量,用外点惩罚函数法结合模矢法进行有约束寻优.计算结果表明,最优点对应的铝粉含量较低,燃烧室压力较小,壳体直径较大而初始J值适中;设计变量中,对目标函数(发动机总质量)影响最敏感的是燃烧室压力,最不敏感的是喉径与推进剂的铝粉含量.     

变推力液体火箭发动机试验研究

考虑到空间飞行器姿态控制和弹道导弹的多头分导及弹头机动飞行的需要,我们研制了液体双组元可变推力发动机.本文叙述该发动机的研制过程和有关性能.该发动机可使用多种推进剂,推力可在(137.3～686.5)N的范围内连续无级调节,调节比5:1.发动机阶跃响应低于80ms,混合比偏差小于±5%.     

基于数据统计的液体火箭发动机地面试车故障检测算法

研制了一种用于液体火箭发动机地面试车的故障检测算法，既适于发动机启动瞬态过程又可用于稳态过程。算法能设置一些预先设置或在线计算的参数门限，检查参数测量值的平滑值，当连续多次检查到多个参数异常时就判定发动机异常。用正常试车数据和满足启动条件的异常试车数据进行测试，没有出现误报警和漏报警。对满足启动条件的异常试车，均在现有的红线关机系统关机之前报警。     

液体火箭发动机燃烧过程分析

本文应用一维多流管耦合模型分析了液体远地点火箭发动机中的燃烧、流动过程及各因素对燃烧效率的影响.     

液体火箭发动机典型实验室及典型实验概述

在大量文献研究的基础上,概括介绍了目前液体火箭发动机方面的典型实验室和典型实验及几种用于液体火箭发动机喷雾、燃烧和流动测量的先进仪器。为开展新一代液体火箭发动机的实验研究和设计提供参考。     

基于数据统计的流体火箭发动机地面试车故障检测算法

研制了一种用于液体火箭发动机地面试车的故障检测算法，既适于发动机启动瞬态过程又可用于稳态过程。算法能设置一些预先设置或在线计算的参数门限，检查参数测量值的平滑值，当连续多次检查到多个参数异常时就判定发动机异常。用下沉试车数据和满足起动条件的异常试车数据进行测试。没有出现报警和漏报警，对满足妄动条件的异常试车，均在现有的红线关机系统关朵之间报警。     

航天飞机液体推进剂的选择问题

本文对航天飞机可能使用的几种液体推进剂进行了性能、价格、发射航天飞机的推进剂使用维护费用、推进剂毒性以及腐蚀性等的比较,对航天飞机液体推进剂的选择做了一些分析.     

双调变推力液体火箭发动机的关机

在分析了喷注器整体针阀及调节杠杆的受力情况后,针对整体针阀的弊端提出利用推进剂液压力为关机驱动力的双针阀喷注器,有效地解决了双调变推力液体火箭发动机的关机。试验证明起动关机和动态响应迅速,关机后两组元均能可靠断流。     

液体火箭发动机涡轮泵技术的发展

阐述了涡轮泵的技术发展水平在液体火箭发动机研制中的重要地位;分级燃烧循环系统发动机涡轮泵的设计特色;苏联涡轮泵总体设计的特点;并对预压泵、轴向力平衡活塞、两相流诱导轮、正反旋涡轮等涡轮泵新技术的设计原理进行了概述.     

近代大型液体火箭发动机的特点

本文对近代大型液体火箭发动机的特点进行了综述和分析.文中指出:使用高能、无毒的液氧、煤油和液氧、液氢为大型液体火箭发动机的推进剂势在必行;采用高压补燃循环系统可以明显提高发动机的比冲、减小发动机尺寸和质量;采用推进剂利用系统可以减少推进剂的剩余量,以提高运载火箭的有效载荷;使用辅助增压泵可降低贮箱压力,并提高发动机主泵的入口压力,以保证主泵在没有汽蚀的条件下可靠工作;高可靠性、长寿命和重复使用对航天产品尤为重要.     

几种液体火箭发动机喷注器的研制

介绍了几种液体火箭发动机喷注喷研制中出现的技术问题及其解决途径。同时,对双组元离心式喷嘴流量偏差作了分析,探讨了控制流量偏差的方法。提出的一种身部内冷却装置,采用斜齿缝隙钎焊整体式结构,在中等推力液体火箭发动机中进行试验得出初步结论。     

集成时间信息的液体火箭发动机故障诊断推理

提出一种液体火箭发动机集成时间信息的定性建模和故障诊断推理方法。该方法以谓词逻辑公式和子句的形式对发动机定性特征和试车过程中的观测信息加以描述，同时基于归结原理和假言推理规则的演绎推理方法进行诊断问题求解。结合实际试车数据的检验结果表明，该方法为液体火箭发动机试车过程中动态诊断知识的表达和组织，提供了一种简洁有效的方式．计算量小．检测速度快，且具有较强的诊断能力。