电火箭推进的空间探测器

从1959年首次进行探月(前苏联的月球1号)以来,人类已对月球进行了近90次探测;赴火星的探测器也发射了30多个。到目前为止,除冥王星外,人类对太阳系的八大行星都进行了初步探测。1998年以前,这些空间探测器的推进系统都是采用化学火箭发动机。1998年之后,陆续出现了用电火箭推进的空间探测器,如美国的深空1号、日本的缪斯C(又称隼鸟号)和欧空局的斯玛特1。为什么要用电火箭推进?它有什么特点?探测器飞行结果如何?本文对此作简要的介绍,以求引起人们的了解和关注。     

基于狄氏先验分布的固体火箭发动机可靠性增长Bayes分析

针对固体火箭发动机研制存在历史信息和专家信息的特点,提出了一种可靠性增长分析的Bayes模型。以狄氏分布作为先验分布,给出了先验分布参数的确定方法。综合利用了先验信息和每一阶段现场试验信息,推导了各阶段可靠性的后验边际分布。给出了当前阶段和后续阶段产品可靠性的Bayes点估计和置信下限,分析了各阶段试验结果对最终产品可靠性估计的影响。最后给出了一个实例,验证了该模型的有效性。     

固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的建模及特征研究

建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。基于涡轮压气机功率平衡条件、静压相等的掺混条件和尾喷管流量匹配条件,建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的非设计状态数学模型。     

液体火箭发动机喷嘴动力学研究进展

对液体火箭发动机喷嘴动力学研究的有关文献进行了综述,从喷嘴动力学理论分析和实验研究两方面入手,对直流式、离心式喷嘴、敞口型离心式喷嘴和气液同轴喷嘴动力学的国内外研究进展进行了全面总结。从目前的研究结果来看,喷嘴动力学在解决燃烧不稳定方面具有重要意义,在未来液体火箭发动机研制中将起到更大作用。     

液体火箭发动机静态特性的非线性分析

液体火箭发动机内外干扰因素对参数影响的计算,一般采用线性化小偏差计算法。本文研究了液体火箭发动机内外干扰因素对参数影响的、求解非线性方程组的数字计算机仿真算法,初步取得了较为满意的成果,提高了计算精度,可以实现优化设计。     

某发动机压力上升段的计算

本文将零维流动模型、简化模型、一维两相非定常流动模型的计算结果和实验结果进行了比较。结果表明;零维模型可用于定性预测压力上升过程,其结果与实验值趋势一致;一维两相非定常流动模型的计算结果与实验值相吻合;简化模型不能反映压力上升过程的真实情况。     

惩罚函数法计算燃烧产物的平衡组分

本文根据平衡状态下系统自由能量小的特点，提出了利用惩罚函数计算燃烧产物的平衡组分的新方法，该方法不用求导及解其相应的矩阵，也不存在浓度出现负值而需进行的转换，并且，由于采用了外点法，初始点不必满足质量平衡方程，利用该方法，本文对算例进行了计，结果非常满意，说明该方法是有效的。     

多种材料人工脱粘应力场分析

采有网格自动生成技术，给出了考虑多种材料结构的人工脱粘层前缘附近推进剂／衬层界面较为合理的疏密平滑过渡的计算网格，对整个药柱尤其是对头部人工脱粘前缘附近进行了详细的有限元计算，得出了与实际情况接近的有限元诸模型析应力，应变场，此外，还考虑不同模量绝热层（人工脱粘层）和衬层对人工脱粘层前缘附近推进剂／衬层界面应力的影响。     

倒置喷管湍流流场计算

本文对倒置喷管的湍流跨音速流场进行了数字模拟，其算法基于ＹａｎＬｅｅｒ的矢通量分裂格式，求解时采用了线性Ｇａｕｓｓ—Ｓｅｉｄｅｌ迭代法，并结合局部时间步长技术对收敛过程进行加速，对雷诺数为１．６６×１０６的倒置喷管的流场进行了数值计算，结果与实验相符合。     

俄罗斯煤油与RP-1煤油对比试验研究

美国政府与工业界都在想方设法降低航天活动的成本,改善其可操作性,提高现有的及新的运载火箭性能,他们对俄罗斯先进的推进技术作了认真考察。本文记叙了俄罗斯煤油与美国 RP-1煤油的对比评估过程,以支持将俄罗斯推进技术纳入美国太空计划的工作。为了更好地了解两种燃料的差异,比较沿两条途径进行。首先,应用实验分析的方法弄清两种燃料化学和物理特性及其理论性能的差异;其次,使用一种新的低成本方法进行热试车,得到两种燃料的性能数据及发动机的工作参数。数据分析表明,两种燃料间存在以下三个主要差异:俄罗斯煤油的密度比 RP-1的高3%;硫含量低21%;俄罗斯煤油通过冷却套时的温升要低一些。两者的特征速度 C 没有明显差异。这一研究得到的数据主要有两个用途,首先,初步判明在美国航天器上使用俄煤油的优劣之处;其次还可以估计俄制发动机使用 RP-1的效果。