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41.
二次抛物线型面喷管参数的优化选择 总被引:1,自引:0,他引:1
二次抛物线型面是火箭发动机喷管较常用的一种型面,对其参数进行优化选择是必要的,在喷管型面长度和出口扩张半角确定的条件下,优化方法是把比冲作为目标函数,利用一维等熵流的气动力公式,二次抛物线型面的几何关系和计算机求极大值方法,确定达到比冲最佳值的设计变量一喷管初扩张角和出口马赫数。 相似文献
42.
航天飞机固体助推器壳体接头改进设计期间,进行了多种方案比较,其中一种设计允许燃气直接加压于主密封圈,理想情况是燃气在密封圈前滞止,对密封圈加热较小,然而燃气的质量守恒和能量守恒分析表明,这使燃气在接头间隙内会形成环流,对密封圈有极大的热破坏。为改进这种方案,增加了隔热栅装置,以降低接头内燃气的流动和传热。实验表明,钨丝网隔热栅不仅可降低燃气的流速和温度,而且可阻挡一部分推进剂燃烧产生的灰渣。 相似文献
43.
为了加大射程,有必要对固体火箭发动机装药用计算机进行优化设计.根据最典型的指标要求(恒推力、定总冲)和约束条件(外圆直径受限),对固体火箭发动机装药的优化设计进行了讨论.以套筒型装药和两级式单孔管状药为例,介绍了计算机进行优化设计的方法和步骤,给出了程序框图.该方法程序简单,实用性强,但不适用于变推力的固体火箭发动机. 相似文献
44.
运载载荷清单表明,在2002年至2003年期间,需要性能更高的可贮存上面级。为尽快满足这一新的要求,Dasa于1996年着手一项公司投资的技术论证计划,旨在寻求将Dasa所拥有的技术运用于45~65kN级别的新型可贮存上面级泵压式定动机的方案。对于可贮存双组元同轴式喷注器,Dasa有丰富的研制经验,这种结构的喷注器已被成功地用于97年10月阿里安5的502次飞行,运用这些经验,Dasa已研制了两套分别为65kN/6MPa和46kN/5MPa水平的这种结构的喷注器。这种喷注方案对于泵压式发动机相应工作条件下的可移植性,已经通过地面综合热试车的试验论证。在这种发动机所需的宽的工作范围内,性能和燃烧稳定性方面的可行性已得到了充分验证。通过专门的炸弹试验获取了喷注器综合稳定区域。利于设计达到成本目标的优化的喷注器生产规程已有草案,它实现了高水平的可重复性生产,在热试前这已得到了验证。只要进行适当的结构和功能改进,就可有效增加燃烧效率和减小燃烧粗糙度。按Dasa低成本工艺而组织的再生冷却燃烧室的生产正顺利进行。规划及设计将通过发动机的地面长程热试车鉴定,所使用的是一套适当的试验功能组件。计划在1998年晚些时候的试验将补充完善已做的喷注器可行性试验,并最终论证推力室组件综合性能满足发动机所需的要求。从Dasa的技术论证计划(TDP)中所获得的经验将有力地推进发动机的研制工作并减小技术和进度两方面的风险。 相似文献
45.
本文介绍了聚丙烯腈原丝碳布酚醛复合材料的研制和鉴定.研究结果表明,这种材料是比人造纤维原丝碳布酚醛复合材料性能更好的一种烧蚀材料,可用它作为固体火箭发动机喷管的主要烧蚀材料. 相似文献
46.
47.
第三届国际液体火箭推进会议于1997年8月11日至13日在北京举行,中、美、俄、法、德、英、意等国航天专家、学者一百多人参加了这次会议。会上发表论文35篇,内容涉及主级推进、上面级和航天器推进、理论和试验研究、以及未来空闻探索的推进技术等。中国航天工业总公司高级技术顾问任新民院士任本届会议主席,他在会议开幕词中回顾了世界液体火箭推进技术的发展历程,并展望了21世纪液体火箭推进技术的发展前景。在此会议上发表的论文,集中地反映了近年来在液体火箭推进技术研究工作中所取得的进展。论文学术永平较高,并具有相当的深度,这对我国液体火箭推进技术今后的发展有一定的参考和借鉴作用。下面着重在几个方面作简要述评,并结合我国实际情况对今后工作提出一些想法和建议。 相似文献
48.
Aestus Ⅰ发动机是戴姆勒一奔驰公司和火箭达因公司将要合作研制的泵压式可贮存上面级发动机,它的推力室和涡轮泵(燃气发生器)设计分别参照 Aestus 和XLR-132发动机,因此具有较强的继承性。该发动机性能高、研制成本低、周期短、风险小,适用于多种运载器。本文介绍了有关技术问题和研制计划。 相似文献
49.
概述了编制则QJ2938《固体火箭发动机静止试验质量控制要求》的必要性及原则,并结合标准内容,对试验准备、试验和试验后处理三个阶段固体火箭发动机静止试验的质量控制的有关问题进行了说明。 相似文献
50.
空间小推力发动机推力室喷注器的设计与身部冷却问题 总被引:3,自引:0,他引:3
介绍了空间小推力双组元液体火箭发动机推力空头部喷注器设计的某些特点和身部冷却的一些问题,具体地讨论了几种喷注器设计方案和简述了身部液膜/辐射冷却的机制,并给出某些情况下估算壁温的方法。 相似文献