火箭发动机安全发火装置的安全问题

本文介绍了一种新型火箭发动机安全发火装置安全问题的初步研究结果。这是一种控制指令“在线”安全发火装置,起飞前通过某些机电对接来接通作用元件的线路。从安全发火装置的构件分析和试验评估证明,偶然施加的单相或多相信号导致点火电容器的危险充电的可能性是极低的。     

新一代火箭发动机试车管理模式研究

<正>新一代运载火箭将陆续首飞,作为其主动力的新一代液氧煤油液体火箭发动机,采用了世界先进的高压补燃循环系统和自身启动方式,具有大推力、高性能、绿色无毒、可重复使用等优点,每台发动机交付前进行一次工艺鉴定试车,可大大提高交付产品的可靠性。较现役运载火箭常规发动机抽检试车模式,液氧煤油发动机工艺     

印低温发动机进行长时间试车

印度为静地卫星运载器(GSLV)研制的国产低温发动机2003年12月5日在低温推进系统中心成功进行了一次耐久性试车。试车中,发动机以69.6千牛的推力工作了1000秒,装在一起的两台低温方向控制发动机也以1.96千牛的推力同时工作。实际飞行中,这种泵输送式再生冷却发动机需要工作720秒。此次长时间试车标志着该发动机鉴定工作的结束。印度迄今已用3台试验发动机累计进行了6000秒的试车,国产低温上面级系统的研制工作也进展顺利。目前GSLV火箭使用的是俄罗斯提供的低温上面级。印低温发动机进行长时间试车     

阿里安第三级发动机试车爆炸

1978年11月28日,阿里安第三级 HM7发动机在法国维尔农试车台上点火试验时,发生意外爆炸,损坏了第三级发动机和机架。事故原因曾先后有以下几种报道:1.延迟点火引起液氢泄漏,点火时推进剂爆炸。不清楚延迟点火的原因。2.爆炸是由液氧喷注活门引起的。3.法国空间研究中心计划小组调查后得出结论:事故原因是地面安全装置中的问题,对第三级设计没有提出异议。     

微型计算机在液体火箭发动机试车台上的应用

我厂液体火箭发动机试车台应用微机作测试数据自动采集及外邵。微机选用美国Motorla公司生产的M6800。该系统具有下列优点: 1 产品比较成熟,技术指标先进,可靠性高; 2 有足够的芯片和支持模板,能够直接联成所需系统,省去了接口研制周期; 3 软件资料较齐全、为编写应用程序提供了方便。     

局域网建设在火箭发动机试车台CAD中的应用

介绍新型号发动机试车台在设计过程中,利用局域网进行大量的 CAD 工作,实现相关资源的共享,降低投资费用,避免重复性的工作,可节约大量的人力物力。主要介绍了 CAD 局域网的作用、网络的拓扑结构、网络设备和相关软件的选择。     

阿里安5上面级发动机进行试车

阿里安５上面级发动机进行试车阿里安５火箭的上面级发动机艾斯塔斯最近成功地进行了首次长时间试车，从而为这种火箭在１９９５年１１月２９日进行首次发射创造了条件。由德国宇航公司研制的这种发动机推力为２７．５千牛，将用在３．３米高的阿里安５可贮推进剂上面级上...     

国外火箭发动机试车台及发展趋势

综述了美国、德国、法国和日本的火箭发动机机构和试验装置,概括了火箭推进试验技术的发展趋势,指出了我国与航天技术发达国家在硬件装备、试验能力及技术水平方面存在的差距。     

火箭发动机试车台控制系统操作技能探讨

要保证液体火箭发动机试车台控制系统万无一失的完成试验任务,除了要有一套严格,完整的规章制度和操作规程外,操作技能的高低也是保证试车质量的关键。保证试车质量是人员素质、技术素质的综合体现,因此提高操作技能具有非常重要的意义。我认为操作技能应从以下几方面加以提高。     

液氧/煤油发动机试车低温测量方法

在液氧/煤油发动机试车中,温度是一种重要的测量参数,其数据测量的准确性、可靠性非常重要。本文阐述了液氧/煤油发动机试车中,影响温度测量的几个重要因素,包括传感器的选型、安装、测量方法、校验、数据处理等。     

发动机组合件试车架数字化设计方法

为了适应液体火箭发动机组合件试车振动与脉冲载荷大、空间尺寸变化大、试验参数调整幅度大及热环境复杂等特点,组合件的试车架需要在复杂力热环境下具备快速调整能力,提出了一种发动机组合件试车架的数字化设计方法,该方法包括了虚拟装配与三维设计、模块化组件设计,可靠性设计及优化设计等内容。利用Pro-E三维建模实现了虚拟装配,确保支撑结构的合理可靠;模块化设计方法的应用提高了设计效率与结构快速适应性;结构强度计算应用有限元静态仿真及模态分析方法,解决了快速脉冲及振动载荷环境下的可靠性设计;通过一维搜索优化设计方法,解决了热管道支撑结构的优化设计。该方法已应用于液体火箭发动机某滚控装置的试车架设计中,同时为类似形式组合件试验试车架设计提供了参考。     

尼高丽采集系统在姿控发动机试车中的应用

简要叙述尼高丽Odyssey-100采集系统原理,在姿控发动机试车中连接及ProView分析软件对试车参数的处理方法。     

科氏力质量流量计在凝胶推进剂火箭发动机试车中的应用

介绍了科氏力质量流量计的原理及其在凝胶发动机试车中的应用,并对热试车的测量数据进行了分析。     

缩比固体火箭发动机试车中出现的内弹道畸变

在全尺寸和缩比固体火箭发动机试车中,出现被认为是由燃速变化而引起的内弹道曲线中部畸变。预测的和实际的压力——时间曲线、推力——时间曲线之间的差别,既不能预测,又没有完全了解。但是,用手工方法和自动化方法已描述了这种中部畸变特征。在以过氯酸铵为氧化剂的烃类推进剂中观察到上述现象。为改善工艺性能而降低了粘度的这类推进剂可使这种畸变扩大。为了找出这种畸变的可能来源,分析了缩比试验发动机试车的压力—时间曲线、推力——时间曲线和推力压力比与时间的关系曲线。对发动机尺寸、工作条件和推进剂配方进行了研究,以确定发生畸变的可能原因和验证畸变的可能机理。     

液氧/煤油发动机试车主要参数测量方法研究

针对液氧/煤油发动机地面试车中测量参数类型多,各参数测量原理不同,采集装置各异、校准方法复杂,测量过程出现转速数据波动,低温温度测量精度低,低温压力零位漂移,负推力修正及低频脉动压力参数测量等诸多技术问题进行了深入研究,提出了解决途径、验证方法等。     

液体火箭发动机试车水击压力数字化测量

为提高液体火箭发动机试车水击压力测量的自动化程序,在充分研究参数特点和原方法的基础上,采用微机和高速采集器件组成数字化测量系统,并开发应用程序实现数据采集、处理、传感器校验以及检查等功能。大量系统试验和试车实测表明,系统水击压力测量不确定度为3％,时间测量精度达到0.02％,其性能满足试车的一般要求,能够承担水击压力和试车程序的测量任务。     

"维加"火箭用发动机成功试车

欧空局“维加”小运载的第三级固体发动机“齐费罗” 9去年12月19日在意大利成功进行了首次热试车。该发动机长3．5米,直径1．9米,装药重 10吨,由意艾维欧公司制造。它将在飞行217秒时在100公里高空点火．将火箭第四级送入     

液氧/煤油发动机试车热敏电阻测温技术

在温度测量中,需要根据不同参数的测量要求,选择适合的温度传感器及相应的测量、校验、数据处理方法.本文介绍了在液氧/煤油发动机试车中,使用热敏电阻传感器进行液氧温度准确测量的技术.     

发动机试车控制软件工程化及质量管理

为提高发动机试车控制软件的可靠性,通过需求分析、概要设计、详细设计、软件测试等步骤实现了软件开发工程化。结合试验控制软件研制和使用特点,对软件质量管理的具体步骤,即从设计评审、测试、验证、文档及技术状态管理等方面对软件开发过程进行监督与管理,实现了软件开发的质量控制,达到了软件设计的透明性、继承性及高可靠性。     

固体火箭发动机地面试车微机测量系统

阐述了微型计算机在固体火箭发动机地面试车过程中的应用，介绍了微机测量系统的硬件组成和软件设计等方面的内容，重点讨论了数据采集与处理方法，并对信号传输及噪声抑制等进行了分析。