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861.
采用一台小型推力室对液氧/甲烷推进剂的高压补燃火箭燃烧室进行了实验评估,富燃预燃室和主燃室均单独进行了试验.预燃室/主燃室装置的试验条件是:主燃室压力7—9.6MPa,混合比3.1—3.7.预燃的燃气温度760—1070K,推力范围4.6—6.4kN.试验评估了在使用不同类型的主喷注器和预燃室喷注器时,预燃室和主燃室的燃烧性能、主燃室内的热通量分布以及室壁和喷嘴表面的积碳特性.此外,还推导了表征主燃室燃烧效率的经验公式.实验装置的任何部位均未出现严重的积碳,也未检测到由于室壁的积碳而引起热通量的明显减小. 相似文献
862.
本文介绍美国电报电话公司在遥测网络和通讯网络之间的接口上应用的一种专用协议—遥测异步成组串行通讯协议(TABS)这个协议主要用于传输设备的远距支持。文中叙述了协议的层次结构(物理和电气层、数据链层和应用层);给出了协议的有限态自动机表示法;性能分析给出了不同操作环境下与性能有关的有用信息。TABS正被美国电报电话公司广泛地应用在大容量数字系统的维护接口上。 相似文献
863.
864.
介绍了航天飞机固体助推器的一种新式现场接头设计,以及航天飞机恢复飞行前安排的各项必须试验。 相似文献
865.
“阿里安”L5是欧洲研制的最重要的中等推力级可贮存的二元推进剂发动机.它采用了多元件喷射器的设计原理,这种喷射器使用多个同轴喷射元件、一个燃料再生冷却燃烧室和一个辐射冷却的喷管扩展段.研制该发动机各部件所运用的技术与MBB-ERNO公司研制“阿里安”HM7液氧/液氢发动机时运用的技术相类似,但由于L5发动机的推进剂具有二元的基本特性,故现有的液氧/液氢技术只能部分采纳.对此MBB-ERNO公司提出了一项实验性计划来论证同轴式喷射器原理的可行性.L5发动机的研制工作包括整台发动机的设计及推进分系统的布局.叙述L5发动机的设计、性能和工作特性,以及研制状况,重点介绍目前正在研制的喷射器. 相似文献
866.
遥测计算机系统有如下一些重要的发展趋势:1.码速率更高。2.数据格式更复杂。3.硬件预处理与压缩。4.速度更快、适应性更强的通用计算机接口。5.32位计算机系统。6.用小型专用辅助计算机执行例行任务。7.灵活的显示装置和显示服务。本文叙述顺应上述趋势的系统体系结构。模块化设备提供了高速数据通过率,适应复杂格式,与现代32位计算机相容。 相似文献
867.
已研制出一种新型变速恒频(VSCF)400Hz飞机发电系统,该系统使用了一种有源箝位谐振直流环变换器。描述了选择谐振变换器功率级最佳配置的设计方法,包括选择满足关键控制性能参数的功率器件值的技术。讨论了变换器各元件之间的相互影响,并且提出了选择的参数值必须满足多方面的、有时甚至是相互矛盾的系统性能指标,并通过60kVA实验系统的仿真和测试数据验证了该系统的可行性。 相似文献
868.
讨论了液氧/烃三组元推进剂助推发动机的设计思想,这种液氧/甲烷助推发动机的初步设计还使用了液氢.试验表明,液氧/甲烷/液氢三组元推进剂发动机具有燃烧稳定、燃烧效率高、冷却性能好、能与铜合金燃烧室壁很好兼容等优点,因而可消除或大大减少设计可重复使用的高压烃类助推发动机时可能出现的风险. 相似文献
869.
详细介绍西欧各国研制固体火箭推进剂的情况及其进展.对双基推进剂,包括浇注双基推进剂、压伸双基推进剂、复合改性浇注双基推进剂和复合推进剂,以及一些粘合剂的特性和发展分别作了叙述.探讨在固体推进剂中加入硼粉后性能的改进以及所带来的问题.今后固体推进剂发展的重点将是:提高总固体含量,进一步提高燃速,改进药柱的力学性能,降低温度敏感系数,以及降低推进剂成本. 相似文献
870.
1.0 绪言先进洲际导弹的设计要求使用比现用导弹系统发动机性能更高的固体火箭发动机。这些高性能的发动机将(1)采用高固体含量的先进推进剂,(2)有较高的火焰温度和(3)在相当高的燃烧室压力下工作。因此,先进发动机的喷管和推力向量控制部件所面临的环境将远比现有系统要恶劣得多。为了正确地评价这些先进设计的性能,必须对这些部件在相当苛刻的工作条件下进行大量的鉴定试验,以便模拟实际应用的情况。为此,空军火箭推进实验室(AFRPL)终于研制了 相似文献