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681.
层板式喷注器在空间飞行器发动机中的应用综述 总被引:5,自引:0,他引:5
综述了层板式喷注器在空间飞行器液体火箭发动机中的应用。着重举例分析了层板式喷注器应用于航天飞机轨道机动发动机、小推力姿控发动机、燃气发生器中所获得的优于传统喷注器的良好性能和效益;分析了层板式喷注器在小推力_液体火箭发动机稳态和脉冲方式工作时对抑制排气羽流污染的有效作用;最后提出了研制层板式喷注器所需进一步做的工作。 相似文献
682.
对运载火箭飞行后发动机推力的各种计算方法进行了比较与分析,认为用视速度法计算推力更能反映发动机自身的特性且计算准确度高。 相似文献
683.
根据涡轮氧泵内流路的工作特点,对其进行节点划分,建立了完整的内流路拓扑网络。在此基础上,建立主泵、节点特性、流阻元件变形、轴向力和轴向位移等模型,对影响其工作可靠性的内流路,进行静、动态过程研究,并初步探讨涡轮氧泵起动过程中,转子的装配位置、轴承游隙和刚度对轴向位移的影响。 相似文献
684.
685.
为了研究氢氧火箭发动机推力室喷注器多孔面板的发汗冷却特性,采用一维非热平衡能量方程模型对其进行了数值传热计算,计算模型考虑了冷却剂氢的变物性和多孔结构内固体与流体之间的对流换特征。分析总结了多孔结构固体导热率、孔隙率、颗粒特征直径和燃烧室热流密度等因素对多孔面板发汗冷却的影响。研究结果表明,选择较高导热率的多孔面板制造材料能够降低燃气侧面板温度和减小面板温度梯度;孔隙率一般在0.1~0.2为宜;随着颗粒特征直径增大冷却剂与多孔结构固体之间的换热能力明显下降,燃气侧面板温度呈先降低后升高的趋势。 相似文献
686.
小型柔性接头推力矢量性能试验 总被引:7,自引:5,他引:2
设计了结构尺寸相同,弹性件材料分别为天然橡胶和硅橡胶的小型柔性接头,测试了容压作用下的轴向压缩位移,考察了弹性比力矩随温度(-50~70℃)、容压的变化情况.另外,为检验应力估算经验公式对小型柔性接头的适用性,测试了增强件内侧环向压缩应力.结果表明:柔性接头轴向压缩刚度随容压升高呈现一定程度的非线性增大趋势;弹性比力矩在0°~6°摆角范围内基本恒定,不同柔性接头弹性比力矩随容压升高呈现不同变化趋势;天然橡胶弹性件柔性接头弹性比力矩在低温下显著增大,硅橡胶弹性件柔性接头弹性比力矩在-50~70℃温区稳定;由燃烧室压强引起的增强件环向压缩应力经验公式估算值过大,不适用于小型柔性接头. 相似文献
687.
利用高斯伪谱法求解小推力伴星最优释放轨迹 总被引:2,自引:0,他引:2
针对近距离相对运动的轨道控制问题,提出用常值小推力完成最优转移的方法。基于C-W方程,推导了相对运动解析解的表达式,讨论了在无控条件下能够形成稳定绕飞构型的初始相对速度和相对位置的限制条件,以此限制条件作为终端条件,以伴星释放时近似为零的相对速度和相对位置为初始条件,建立了利用连续小推力实现的伴星释放最优控制问题的模型。选用了高斯伪谱法将最优控制问题离散化,转化成非线性规划问题并通过系列二次规划法完成求解。数值仿真算例表明,利用高斯伪谱法求解此问题可以有效地收敛到最优解。 相似文献
688.
在轨释放、分离载荷动力学仿真研究 总被引:2,自引:1,他引:1
某些航天器需要在飞行过程中释放、分离载荷,由此涉及的动力学问题,关系到航天器平台与载荷的控制。文章主要对此类航天器的多体动力学问题进行研究,基于机械系统动力学仿真分析(ADAMS)软件平台建立了包括航天器平台、载荷和两类分离机构等在内的仿真模型,通过对三种在轨释放、分离载荷方案的分离过程动力学仿真结果对比分析以及参数化仿真分析,为载荷释放、分离方案设计提供参考。 相似文献
689.
一种基于引射效应的流体推力矢量新技术 总被引:2,自引:0,他引:2
流体推力矢量是一种利用流动控制技术实现推力转向的方法,针对现有二次流动控制推力矢量方案的不足,提出了采用引射方式的新型流体推力矢量技术,该技术在喷管套管内利用引射作用产生低压区使主流方向偏转,实现推力转向。并且可以通过限制流量的方法调节主喷流对单侧套管的抽吸程度,使得在喷管套管内产生不同的横向压力梯度,达到了矢量化控制推力转向的目的。运用这一概念设计了矩形矢量喷管,采用数值模拟方法验证了喷管的推力转向效果,探讨了该矢量喷管内喷流转向形成的流动机理,从推力损失、转向效率上对喷管的性能特点进行了分析。计算结果表明:该矢量喷管的最大推力转向角度达到24°,对应喷流附壁状态,在喷流附壁之前可以矢量控制的推力转向角为0°~13°,推力损失在1.5%~7.0%之间变化。最后根据该计算外形以1∶10比例加工了矢量喷管,运用高压气源进行了尾喷流偏转试验。试验表明该矢量喷管在设计状态能够实现射流矢量偏转,从原理上验证了该推力矢量方案的可行性。 相似文献
690.