航天器用侧向力气源装置供气特性的研究

传统的直接侧向力一般是由燃气发生器提供,在国内由燃气瓶提供侧向力有很多缺点,并且极易造成爆炸,容易干扰航天器的电磁信号的收发。所以本文尝试采用小型气瓶提供侧向力,对比了负载为直孔、节流片和拉瓦尔喷管的情况下侧向力的大小以及氮气和氩气的供气时间。结果表明,拉瓦尔喷管由于其特殊结构,起到显著增加侧向力的作用;在相同负载的前提下,氩气的供气时间比氮气的有所增加。     

超声速射流对挡流板的冲击流场的数值模拟

采用数值分析方法分析了跨声速喷管无粘流动和超声速射流对挡流板的冲击流场。该方法是对激波流动添加了显式人工粘性项，控制方程仍为Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ二阶显式预后－校正差分格式求解。     

固体火箭发动机喷管石墨喉衬的温度场和应力场研究

本文系统地说明了从边界条件,瞬态温度场和热应力场三个方面研究石墨喉衬热应力问题的方法。导出了横向同性材料轴对称瞬态温度场、热应力场的有限元公式。据此,对φ184和φ205喉衬进行了数值计算。分析讨论了获得的计算结果。     

××发动机点火器研制总结

本文对长喷管端面燃烧固体发动机盒式点火器的结构及点火药量的确定作了简要介绍,并提出了解决发动机在低温下出现点火压力“波谷”问题的途径和盒式点火器今后改进方向。     

固体火箭发动机烧蚀/侵蚀试验

空气动力学研究中心、七机部、科学院、上海8252所等八个单位组成的联合试验组,从80年11月至81年5月,在7013厂先后进行了9次烧蚀/侵蚀试验。 试验在FG-9发动机排气中进行。排气温度约2000°K,排气速度为2500米/秒,排气压力为1.5公斤/厘米~2,排气中Al_2O_3含量为30％(重量百分此),模型为球锥形,R15毫米,半角11°,底部φ60毫米、由试验端头和底座组合而成。试验时端头驻点离喷管出口截面50毫米。测试项目有电影摄影,定时摄影,外形测量,表面辐射温度测量。支架采用非冷却的钢结构。试验结合发动机正常试车进行。试车情况表明:这样的试验对发动机试车没有影响,试验结果见表1。