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深空探测作为我国航天领域未来的重要任务之一,需要性能更高的推进系统提供动力。核热推进系统具有高比冲、大推力、长运行寿命、可重复启动等优点,可为未来深空探测任务提供可靠的动力支撑。经过了60多年的发展,核热推进固态堆芯燃料元件被研制出了多种类型,如六棱柱石墨基燃料元件、扭曲条带燃料元件、六棱柱金属陶瓷燃料元件、球形包覆颗粒燃料元件、MITEE型燃料元件、SLHC型燃料元件、Grooved Ring型燃料元件等。总结归纳了核热推进固态堆芯燃料元件的发展状况,提出了发展核热推进固态堆芯燃料元件的关键技术,可为我国核热推进系统燃料元件的研制提供借鉴。 相似文献
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空间核动力技术概览与发展脉络初探 总被引:2,自引:0,他引:2
在概略介绍现有技术方案基础上,初步探讨空间核动力技术的发展脉络,并分析其未来发展方向.基于固体核反应堆的空间核电源、核电推进及核热推进,是经过试验验证可行、具有一定技术基础并可预期实现空间应用的空间核动力技术.更先进的概念方案包括:基于气体核反应堆的核电源/核热推进、脉冲核爆推进、核裂变碎片推进等,它们的性能逐代跨越直至逼近理论极限.要充分利用核能的潜力,一方面需要提高单位质量核燃料的核能释放率,另一方面也需要减少核反应产物动能转换为无轨热运动的比率.核能潜力的充分利用需要以增加系统质量为代价.为满足未来宽广的空间任务需求,多物理机制驱动的大深度变工况一体化核能空间动力系统是未来必然发展趋势. 相似文献
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氢氧火箭发动机因具有很高的性能,在国内外运载火箭中得到了广泛应用。为了更好地开展深空探测,必须研制大推力氢氧火箭发动机。本文综合分析了国内外氢氧发动机的发展历史和现状,简要介绍了我国220 t补燃循环氢氧发动机方案和关键技术研制进展,该技术方案先进。通过开展试验件冷态试验和缩尺组件热试验等,研究了核心部组件的关键技术和方案选型。开展全尺寸预燃室热试验等分系统热试验,研究组件级技术,初步突破了部分关键技术。建议加快开展大推力氢氧发动机工程研制,促进我国航天推进技术发展。 相似文献
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新概念推进技术及其应用前景 总被引:1,自引:2,他引:1
综合评述了到目前为止人们所提出的几种新概念推进系统(包括核热能推进、反物质推进、束能推进、微推进、绳系推进和太阳能推进等)技术方案的特点,分析了所存在的主要技术难点,并简要论述了其未来的发展和应用前景。 相似文献
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用4448.3N推力的水冷量热室对液氧/丙烷和液氧/乙醇推进剂进行了气流面传热速率特性试验.喷射器元件类型和燃料膜冷却效应是燃料混合比的函数.穿过谐振腔的喷射燃料对传热和燃烧壁积碳的相互作用是随燃烧时间、轴向距离、燃料冷却剂流率以及混合比而变化的.对乙醇的完全燃烧和丙烷燃烧后会积碳这两者的比较表明,这两种燃料有很大的差别.在喷管喉部区,乙醇燃料的热通量比预期的大得多. 相似文献
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半经验公式法是制定卫星及卫星部组件力限振动试验条件的重要方法。文章首先对半经验公式法进行了简要介绍,然后应用有限元分析的办法,利用3颗已经成功发射的东方红四号平台通信卫星的整星有限元模型及其地面正弦振动试验条件,进行了整星正弦振动响应分析来模拟整星正弦振动试验,提取了这3颗卫星上6副同种类型天线,在整星正弦振动响应分析中安装点的加速度响应情况和受力响应情况,并据此计算了6副天线的正弦振动力限半经验系数。计算结果揭示了该种天线的正弦振动力限半经验系数取值范围,可为以后类似天线制定力限试验条件提供一定参考。 相似文献
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航天器热平衡试验技术评述 总被引:3,自引:0,他引:3
航天器热平衡试验是航天器研制过程中的一项重要试验。随着航天技术的发展,以及设计验证方法的改进,对航天器热平衡试验提出了新的要求。在总结以往实践的基础上,结合航天器的热控设计,根据既能满足设计验证的要求、又可以简化研制流程的原则,提出了存在的问题和研究重点。 相似文献
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某卫星采用一箭多星方式直接发射入轨,在星箭耦合分析中发现星箭界面部分频点振动环境明显高于原设计要求,导致卫星可能需要采取改进设计以满足该变化。为进一步明确卫星的环境适应性,文章首先针对超限频点开展刚度匹配分析和响应分析,识别可能存在的风险,并对识别出的服务舱+Y板采取改进措施;其次,开展整星动力学分析、星箭耦合分析,分析验证卫星及其组件的适应性,并提出了改进的地面试验条件,结果表明地面试验能够包络星箭耦合分析结果,试验是充分的;最后,通过飞行试验验证,证明地面试验能够包络在轨飞行振动环境,采取的分析验证和试验验证是可行的。该研究方法及所取得的结论可为解决后续卫星研制过程中类似问题提供参考。 相似文献