全电推商业卫星平台研究综述

近年来,电推进技术在空间推进中的应用越来越普遍,电推进系统主要应用于低地球轨道、同步地球轨道和星际任务三个方面。在轨道转移过程中,与传统双组元化学推进系统需消耗数吨推进剂相比,全电推进完成从地球转移轨道到同步地球轨道的变轨过程仅需数百千克推进剂,从而能够有效降低发射质量,显著提高商业效益。基于全电推进的商业卫星平台能够较大限度地提升卫星荷载比、充分发挥卫星平台承载能力,并提升卫星平台综合性能。从调研电推进系统研制和应用现状入手,介绍了国外全电推商业卫星平台开发情况,借鉴国外发展模式并结合我国电推力器研制基础和能力,提出了国内全电推商业卫星平台总体方案。     

某膨胀循环发动机推力室冷却结构流场仿真分析

为了研究某膨胀循环氢氧发动机推力室冷却结构流场分布特性,进行了单根冷却通道和完整冷却通道结构的三维CFD分析。仿真计算过程中,以单根通道模型的仿真结果作为完整通道结构模型流场仿真分析的边界条件之一,并考虑了材料物性参数随温度或压力的变化。分析结果表明:1)仿真预测的温升、压降与热试验实测值吻合,该推力室冷却通道流量相对偏差范围为-4.8%~6.6%,由此造成喉部气壁温的环向偏差为33 K;2)集合器管内流体的环向流动压差、法兰起分流或汇聚作用时拐弯效应形成的压力波动是造成冷却通道流量不均匀分布的主要原因,出口集合器内的压力分布对通道流量分布起主要作用;3)提高通道流量均匀性的措施可以从增大出口集合器管径或采用变管径设计、采用扩口型法兰并设置弧形导流片、集合器的进、出口法兰布置在同一环向位置等方面进行考虑。     

轨／姿控发动机脉冲后效冲量快速算法的研究及应用

轨／姿控发动机脉冲性能需在地面高空模拟试验中进行考核,试验数据需即时提供,针对脉冲后效冲量的计算,当前方法不能兼顾速率和统计偏差。简述了后效冲量计算要求、高模试验特点、Pacific6000原理及数据文件结构。在分析当前计算方法优缺点基础上,将网络脚本语言的设计思想引入试验数据处理过程,提出了实现数据快速处理的数据流式算法,基于此算法开发了工程应用软件,在实际试验中应用,取得了良好效果。     

泵压式上面级发动机性能精度干扰因素研究

性能精度是液体火箭发动机的一项重要指标,对于上面级发动机性能精度尤其重要.以某型泵压式上面级发动机为研究对象,利用影响分析树的方法识别了发动机生产、测试、性能调整过程中影响性能精度的干扰因素;针对所识别的干扰因素,通过仿真计算,得到了其偏差对发动机推力和混合比的影响.根据统计学原理,推导得到多项干扰因素影响概率的计算模型,并利用小子样样本对计算模型和程序的正确性进行了验证.利用该概率计算模型,根据置信水平要求,确定了多项干扰因素对发动机性能的极限偏差影响.根据发动机性能精度要求,分解得到了单个干扰因素的控制目标.     

过载对流量调节器静态特性的影响研究

建立考虑过载的流量调节器静态数学模型,研究过载影响调节器静态特性的规律,为预估过载对发动机性能的影响提供参考.研究表明:纵向过载单一因素引起的流量偏差、启调压降偏差与过载系数近似呈线性关系,过载不改变流量特性的线性度和负载特性差率.     

螺旋波电推进的搭载试验装置结构设计与分析

螺旋波是未来空间电推进系统极具吸引力的电离源之一,逐渐受到国内外高度关注。为进一步验证其可靠性,考虑进行螺旋波电推进的搭载试验。文章对螺旋波电推进搭载试验装置的支撑结构进行了详细的设计与分析,并采用有限元软件进行了力学计算,以验证结构设计的合理性。     

深空探测火箭的发展及应用

阐述了国外深空探测火箭的种类、结构及技术性能，对其、发展现状及趋势进行了论述，并简要介绍了国内探测火箭的发展状况。     

计算机扫描法确定固体火箭发动机燃烧时间

研究了一种计算机扫描法确定发动机燃烧时间的方法，它适用于有明显拐点的发动机压强－时间曲线数据处理，使数据处理程序化、自动化、与人工切线法相比较，计算机扫描法简便、快捷，且误差减小，适合于工程应用。     

液体火箭发动机可靠性设计的新方法

针对发动机系统可靠性设计问题进行了研究，提出综合运用可靠性框图分析、故障主效应分析，、故障数据分析及故障树分析等可靠性分析方法，评估发动机不同设计方案的可靠性水平，并举例对某型号发动机的方案论证进行了典型分析计算。     

战术固体火箭发动机按费用优化设计

论述了按费用设计的概念和方法，在５种战术固体火箭发动机制造成本数据统计分析的基础上，以部件重量作为模型参数，建立了适合于战术固体发动机的喷管，装药和壳体成本模型，根据这些成本模型，对某地－空战术导弹火箭发动机以冲费和为目标函数进行按费用优化设计，所得结果通过与实际发动机试车结果及制造成本比较，表明以作为参数的成本模型合理，按费用优化设计技术可行，经济上合理。