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。     

有限空间轴对称射流流场的数值模拟

本文在к－ε紊流模型下，采用罚有限元法对有限空间轴对称射流流场进行数值模拟。引用罚函数优化迎风格式和退化积分，建立有限元解法的数值矩阵，在不同截面上求得工，压力和紊流参数分布，计算结果与实验数据十分接近。本文研究结果可应用于火箭发动机的喷射设计和射流量论的研究。     

神舟飞船研制的项目管理

结合工作实践，总结了系统管理的发展和我国航天项目管理技术的应用，概括了神舟飞船研制的项目管理程序，提炼了神舟飞船研制管理的关键技术，阐述了项目管理实施的效果和体会。     

固体火箭发动机试验故障分析

从工程研制角度出发，探讨了分析固体火箭发动机试验失败原因的一般方法和过程，根据某发动机试验故障的具体情况，运用这种试验故障分析方法和过程（即针对试验故障进行故障树分析，设计复审分析，数据曲线的复核复算分析和验证试验），找出造成发动机试验故障的具体原因，确定故障机理；而后针对性地采取综合技术措施，并对这些措施进行试验验证，故障归零。     

国外新型一次性运载火箭技术的进展与发展趋势（上）

新世纪的航天运输将逐步向低成本、高发射率和可重复使用迈进。但在新一代可复用运载器诞生并取代现役航天飞机及各种一次性使用运载火箭之前,一次性运载火箭仍将在相当长的一段时间内继续充当航天发射的主力。目前有许多国家仍在努力发展自己的运载火箭,几个航天大国还在抓紧改进现有型号或研制全新的型号,过去几年中已有几种新型号陆续投入使用。可以肯定,随着参与竞争型号的增多及运载能力的提高,航天商业发射市场上将会出现更加激烈的竞争。     

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。