数字式低温液位测量系统

液体火箭发动机试验中,低温推进剂(液氢、液氧、液态甲烷等)的稳态流量是发动机设计的重要参数。目前用自主研制的分节式电容液面计、电容变换仪、采集设备和计算机组成流量测量系统,实现氢氧发动机高空模拟试验及校准试验中高精度稳态流量的测量和实时液位监测。为了提高电容式液位计的测量精度和可靠性,对变送仪表的性能进行了改进。研制了基于FPGA的数字式液位测量仪,测量系统仅由分节式液位传感器、数字式液位测量仪和计算机构成一套完整的解决方案,实现了仪器的智能化和数字化。     

低温推进剂火箭喷泉效应及其抑制

针对低温推进剂火箭应用过程中出现的喷泉效应，在深入分析其产生机理的基础上，介绍了氦气注入、补充加注和循环回流三种相应的抑制方法。试验和应用结果表明，这三种方法可有效地实现系统平衡，抑制喷泉效应。     

低温推进剂火箭发动机温度测量技术

由于某些低温液体已用作火箭发动机的高能推进剂,故在发动机及其组合件的试验中不仅涉及中、高温温度测量,而且还涉及到低温温度测量。为了保证低温测量数据的准确可靠,必须从影响低温温度测量的几个关键环节入手,采取技术措施以达到温度准确测量的目的。     

低温液体推进剂增压分析与计算

运载火箭低温推进剂贮箱的增压问题极为复杂,其传热问题的研究分析又受到很大的限制.为此,根据我国上面级低温液体推进剂火箭的要求及其具体条件,推导和制定了整个飞行过程的贮箱增压计算方法、主动段—滑行段—主动段的计算公式和必需的初始数据.计算结果与国外同类试验结果规律相一致,与某型号低温推进剂火箭飞行结果相接近,证明该计算方法是可行的.     

提高IPDI丁羟推进剂低温力学性能研究

实验研究了IPDI丁羟推进剂低温力学性能不稳定且偏低的问题。结果表明，导致IPDI丁羟推进剂低温力学性能不稳定且偏低的原因是助剂TB与粘合剂系统不相容，从而命名较多的TBT同固体填料表面聚集；同时，因IPDI的反应活性低，导致能进入粘合剂网络的TB量较少，而使助剂H更多地进入粘合剂网络。这就使推进剂力学性能对助剂TB进入网络的量变化敏感，导致推进剂低温力学性能不稳定；另一方面，由于助剂TB与H没有产生如同TDI丁羟推进剂中的协同效应，也使其低温力学性能偏低。在此基础上，提出了解决该问题的技术途径。     

中小推力可贮存推进剂火箭发动机的燃烧不稳定性问题

概要论述一些典型发动机研制中遇到的燃烧不稳定问题，重点介绍了２２Ｎ推力的Ｒ－６Ｄ发动机的燃烧不稳定现象及其解决方法。特别强调在中小推力可贮存火箭发动机研制中燃烧不稳定是应予以重点关注问题。     

推进剂贮罐群液位自动监测系统

设计的推进剂贮罐群液位自动监测系统，利用超声波对贮罐内推进剂的液位进行连续检测，实现了真正的非接触式测量，仪器安装维护简便，工作稳定可靠；系统利用RS-485进行数据通信，实现了对罐区贮罐液位的远程集中自动监测，要以和其它的系统方便地进行连接。     

激光动态液位测量技术研究

如今,运载火箭大量使用液氧、煤油等液体推进剂,其液位测量技术主要有浮子式、激光式、电容式、雷达式等。介绍并实现了一种激光液位测量系统,该系统体积小、功耗低,可适应多种测量环境,能满足航天燃料液位测量高精度、高动态、连续稳定测量的要求。系统利用相位式激光测距技术,通过测量激光回波信号的相位延迟,计算激光光程从而得到距离数据并通过客户端进行直观展示和数据存储。系统最大测量距离可达100 m,精度为±1 mm。该系统为非接触测量,耐腐蚀,通过加入反射板可实现透明、非透明液体测量。     

固体推进剂发动机的侵蚀燃烧研究

对高氯酸铵和惰性粘合剂推进剂的侵蚀燃烧进行了实验和模型方面的研究.早先的全耦合模型曾被用于各种尺寸的发动机,并显示出明显的效果.由此导出了由于强喷吹产生的界面剪切应力关系,此式成为一种简化模型的基础,只需知道燃烧表面的平均质量流率,就可以进行局部壁面区的一维分析,并表明推进剂的名义燃速是影响侵蚀燃烧的主要参数,名义燃速对锓蚀燃烧门限值有直接影响。尺寸效应对门限值的影响包含在适当的无因次参数中.     

液氧煤油发动机低温组元两相充填过程研究

制定液氧煤油发动机的起动点火程序时,必须考虑液氧充填燃气发生器氧头腔的特性。为此,建立了一种用于模拟低温推进剂充填和换热过程的动态模型。模型考虑了液相与结构壁面、气相与结构壁面以及气—液两相之间的非稳定换热过程以及气—液两相流动过程。同时,通过分相假设描述了气相对充填过程的影响。仿真结果的准确性已经得到综合热调试验数据的验证。     

低温固体推进技术基础和研究现状

介绍一个新的化学火箭推进领域－－低温固体推进技术，叙述了这种新一代固体火箭发动机的基本原理、结构形式、特点和有关技术问题，近年来国外研究工作取得的进展及应用于航天运载火箭的潜力。     

补燃循环发动机推进剂利用系统研究

采用推进剂利用系统可以提高运载火箭的发射能力。以液氧/煤油富氧预燃室补燃循环发动机为例,提出的混合比调节系统方案为:在推力室燃料主路设置全流量的混合比调节器,由步进电机驱动,可以实现混合比连续调节。与我国现有的液体火箭发动机相比,这种调节方式可以实现全流量调节,调节范围大。同时,混合比调节时对推力、比冲和涡轮泵转速等参数的影响很小,对发动机系统和组件的影响也较小。发动机混合比调节范围可以达到±10%,调节速率为每秒2%以上。     

低温表面张力贮箱研究

对用于低温液氧推进剂的表面张力贮箱进行了理论上的初步分析，认为其在理论上是可以实现的。从低温表面张力贮箱的材料选择、低温推进剂引起的热应力及隔热层结构形式等方面进行了初步探讨。重点介绍了低温表面张力贮箱隔热层的结构形式及选用的隔热材料。分析了低温表面张力贮箱面临的特殊问题。     

液体火箭发动机稳态运行故障数据聚类分析研究

作为统计学的一个分支,聚类分析己经被广泛研究了多年,并形成了系统的方法体系,利用基于聚类分析方法的数据挖掘在实践中己取得了较好效果。IMS算法是N。ASA根据智能监控系统以及故障诊断技术的发展而提出的一种利用正常数据库来监控异常数据的可实时监控算法,已经被NASA使用在各个方面,收获了令人满意的效果。在分析美国航天飞机主发动机(SSME)IMS算法的基础上,提出一种基于液体火箭发动机稳态运行故障数据的夹角余弦IMS聚类分析研究方法,并对其进行仿真验证。     

基于神经网络的液体火箭发动机泄漏检测方法

针对液体火箭发动机在热试车过程中出现的推进剂泄漏现象进行了分析，提出采用神经网络法对发动机相关参数进行检测，以发现发动机在工作过程中的推进剂泄漏。研究结果表明，利用神经网络实现推进剂泄漏的及时检测是可行的。     

一种基于聚类分析的液体火箭发动机稳态过程故障诊断方法

液体火箭发动机故障诊断技术是提高液体火箭可靠性的重要手段,基于数据分析的发动机故障诊断方法是其未来重要发展方向。本文通过分析液体火箭发动机稳态过程仿真数据,提出了一种使用发动机稳态过程正常状况/故障状况数据类来实施故障诊断的方法。利用液体火箭发动机稳态过程正常状况/故障状况的仿真数据,对这一方法的正确性进行了初步分析。仿真分析结果表明,这一方法有效实用,其故障诊断效果取决于所使用的发动机正常状况/故障状况数据类的完备程度与数据质量。本文研究为液体火箭发动机稳态过程故障诊断提供了新途径,对推动液体火箭发动机故障诊断技术发展具有一定意义。     

液体火箭发动机性能可靠性的随机仿真方法

分析了影响液体火箭发动机性能可靠性的随机扰动来源,提出了一种基于随机仿真的发动机性能可靠性的预估方法,并以某型号液氧/煤油补燃循环上面级发动机为研究对象,采用随机仿真方法对该发动机的性能可靠性进行计算,获得了该发动机主要性能参数的分布规律和在给定偏差范围内主要性能参数的可靠性。     

液体火箭发动机燃烧不稳定性试验研究简述

简要回顾了液体火箭发动机燃烧不稳定性研究的进展,主要论述了燃烧不稳定性模拟试验的原理及作用。指出燃烧不稳定性研究与液体火箭发动机研制是相互依存,相互促进的;燃烧不稳定性研究需要重视基础理论研究,重视模拟实验技术的开发及应用。