液体火箭发动机地面试验时基系统的设计

介绍一种运用数字电路设计时基系统的原理和方法.这种时基系统在液体火箭发动机地面试车中给模拟记录设备(光线示波器、磁记录器等)提供时间基准和历程信号。本文介绍的时基系统具有输出路数多、驱动能力强、时间精度及可靠性高、分析判读方便等优点。文中着重阐述设计原理和方法,对关键电路给出设计原理电路图。     

上面级飞行试验用H2O2/JP-8火箭发动机的催化剂床不稳定性

轨道科学公司和美国空军研究实验室所属的军用太空飞机技术规划办公室共同获得了NASA马歇尔空间飞行中心(MSFC)上面级飞行试验(USFE)项目合同.轨道公司正在设计研制一种廉价的新型液体火箭,火箭采用压力供应系统,推力为4,540N(10,000磅),推进剂为H2O2/JP-8.在NASA Stennis太空中心(SSC)进行的上面级飞行试验用燃烧室热试车时,当H2O2流量达到设计流量的1/3时,催化剂床发生了低频不稳定.本文介绍了上面级飞行试验催化剂床、燃烧室及其工作情况;讨论了催化剂床不稳定动力学;还介绍了用计算机动态模型模拟再现催化剂床的不稳定现象的情况.该计算模型建立在SSC试验数据的基础上,旨在探索解决催化剂床发生不稳定问题的可能方法.最后介绍了对催化剂床不稳定问题采取措施后,燃烧室的结构及其稳定工作情况.     

固体火箭发动机地面试验中测量误差分析

介绍了固体火箭发动机试验中测量误差分析的一般过程，讨论了标准量标准量传递和测试系统静态校准过程中的误差及其计算方法，以及直接测量参数和间接测量参数不确定度的计算方法。     

衬层—推进剂界面脱粘的超声谐振检验技术综述

利用一维四分之一波长谐振原理改进的扫描频率超声探伤(SFUI)方法成功地对固体发动机衬层和推进剂之间界面脱粘进行了检验,并已用于对H—Ⅰ火箭上面级及对模拟的H—Ⅱ火箭助推级的生产过程和实验现场检验。     

平板缝隙溅击喷嘴冷流混合特性

作为变推力液体火箭发动机上环形缝隙式喷嘴基本特性研究的一部分,本文研究了溅板的加入,以及溅板几何尺寸的改变对喷雾场冷流混合特性的影响。结果表明,溅板的加入改善了流强与混合比分布。溅击角的增大和合成膜在溅板上撞击线的内移不同程度地提高了E_m值。合理的设计和准确控制喷注参数可以获得满意的流强与混合比分布。     

LE-7A发动机喷管问题

在LE-7A发动机的研制过程中,喷管延伸段面临两个主要的问题.即在启动和关机过程中产生大边缘载荷以及再生冷却管路的破坏.研究结果表明,两种大边缘载荷的起因不同,一种是在启动和关机过程中,由于自由激波分离(FSS)和约束激波分离(RSS)的交变引起的.其中约束激波分离也是造成某些再生冷却管路破坏的原因.另一种大边缘载荷是起源于分离点的滞止和突然运动("跳跃")现象.本文集中讨论了两种大边缘载荷引起的LE-7A发动机的分离现象以及在启动、关机过程中喷管延伸段的某些再生冷却管路的破坏的现象.     

固体推进剂远地点发动机的研制和关键技术

自1984年开始,中国研制的系列远地点发动机共9次参加卫星发射,均获成功,表现出很高的可靠性,高空比冲达到2834N·s/kg,质量比为0.895,性能达到了先进水平。该文介绍了远地点发动机的特点、技术水平和主要经验。其中采用丁羟推进剂、玻璃纤维壳体和碳/碳复合材料喉衬被证明为成功的技术选择。在研制过程中,在高空比冲的预示和测量,玻璃纤维壳体基体树脂的研制,高空点火和安全点火机构的研制,防止发动机自旋引起的烧蚀等技术问题方面,积累了丰富经验。对于在高空工作的发动机具有现实参考意义。     

液体火箭发动机运动循环参数通用计算方法的研究

本文运用网络分析和图论的数学方法，建立起一个能计算各种动力循环方案参数的通用计算模型；同时，为了确保计算的准确、顺利进行，提出了控制参数的概念。最后编制了一个实用的通用计算软件，并用它对不同动力循环方案进行了计算     

喷管内横流流场的数值模拟

采用显式的原始ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ时间分裂格式和改进的ＴＶＤ ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ格式分别求解了二维轴对称喷管内横流流场的Ｎ－Ｓ方，得到了与理论分析结果相近似的流场结果图谱，并对以上两方法得到的结果进行了比较，结果表明：ＴＶＤ的方法具有更高的精度。文中还介绍了一种基于ＴＴＭ方法的改进的网格生成方法，用于生成贴壁性和正交性都比较好的网格，实现了完全由边界网点分布来确定内部网格点的分布。     

固体火箭发动机地面性能换算成真空性能研究

根据固体火箭发动机内弹道计算模型，分析了使用大扩张比喷管地面静止试验性能与真空性能之间的联系，建立了由地面性能换算成真空性能的方法，计算出的真空推力、真空比冲等数据与实际相符。