The development of a Russian communication satellite of small class, operating in the geostationary and high-elliptical orbits

In 1994-1995 Lavochkin Association (Russia) together with the other enterprises in accordance with technical requirements of the Russian Space agency, developed a new Russian communication satellite of a small class that will operate in both the geostationary (GSO) and high-elliptical (HEO) orbits. This satellite may be injected into operational orbits using a SOYUZ-2 launch vehicle (LV) and a FREGAT upper stage (US) from Plesetsk and Baykonur space launch sites (SLS).The main reason for creating such a satellite was to decrease the cost of the support and development of the Russian communication geostationary satellites group.Russian satellites Horizont, Express, Ekran and Gals, which operate in GSO, are the basis of the space segment for communications, radio and TV broadcasting. All of these satellites are injected into GSO by the PROTON LV. PROTON is a launch vehicle of a heavy class. The use of a middle class LV instead of a heavy class will allow to reduce considerably the launch cost. The change of a heavy class LV to a LV of middle class determined one economic reason for this project. Besides, the opportunity to launch S/C into GSO from Russian Plesetsk SLS increases the independence of Russia in the domain of space communications, despite the presence of the contract with Kazachstan about the rent of Baykonur SLS. Finally, use of small satellites with a rather small number of transponders is more effective than the use of big satellites. It will allow also to increase a satellite group (by the launch of additional satellites) precisely in accordance to the development of the ground segment.     

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。     

斜切反喷管流场的数值模拟

为了在级间分离期间提供反推力，许多固体火箭发动机前端都装有一组斜切反喷管。由于反喷管的气动型面具有许多尖点，并且在超声速区有一个台阶，喷管内存在一系列激波，而且亚声速区和超声速区互相混杂。本文用时间相关法数值模拟了反喷管流场，控制议程用Ｍａｃ Ｃｏｒｍａｃｋ显格式求数值解，边界参数采用物理边界条件和从双特征线方法推导来的有效的特征方法为计算，为于固壁边界点，在不同的区域采用不同的方法对计算方程组求     

76°/40°双三角翼前缘涡破裂及其控制实验研究

流动显示结果表明,喷流能有效地推迟双三角翼前缘涡的破裂,且随着攻角的增大,前缘涡破裂位置逐渐推后,喷流极大地改善了大攻角情况下前缘涡的非对称破裂特性,能有效地克服可能出现的机翼的"摇滚"现象.另外,后缘喷流可以减弱乃至消除前缘涡混掺现象的发生,进而有利于飞行器的操纵.     

天地往返运输系统空气喷气组合式发动机方案探讨

本文初步探讨了用作天地往返运输系统推进装置的组合发动机,估算了其性能、尺寸、重量以及使用这些发动机时的运载能力。     

尾支撑喷流试验技术研究

本文以喷流模拟、柱体环形喷管喷流对模型底压影响、以及尾支撑和侧支撑对模型底压影响为基础,从定性、定量得出,用尾支撑作喷流试验,支撑干扰小,可做到既经济又可靠,数据准度较高。     

用运载器评价发动机方案的方法

早期在对液体推进剂火箭发动机方案进行评价与选择时,仅以发动机本身的指标(如比冲、推重比等)作为方案比较的标准。这样没有考虑发动机子系统与运载器总系统的相互联系,得不到合理的评价结果。液体推进剂火箭发动机是航天运载器的一个子系统,采用运载器的性能指标评价发动机方案才能得到比较客观的结果。 本文推导了运载器的评价指标,给出了运载器的线性化质量方程,阐述了运载器设计参数的简化确定方法,由此提出了一个采用运载器评价发动机方案的方法。最后应用提出的方法对五个发动机方案进行了评价。     

航空发动机燃烧室进行间断喷油的试验研究

 在各种飞行条件下,航空发动机工况的改变是靠供油量的改变来实现的。而供油量的改变则是由于改变了供油压力。当喷嘴面积和流量系数不变的条件下,向燃烧室的喷油量与喷油压差成平方关系。由于飞机的飞行条件变化很大,喷油压力必将发生很大的变化。喷油压力是燃油在燃烧室里雾化的决定因素之一。当喷射压力低时,燃油的雾化质量不好,会导致燃烧效率的下降。     

湍流型动态畸变下涡喷发动机稳定性分析

对湍流型动态畸变进气流场进行了分析和描述，给出了随机涡在压气机进口所产生的总压脉动的通用分布曲线，并统计地分析和预测了该总压脉动引起的最可能最大失速裕度损失。数值分析表明在考虑压气机对非定常流响应方面，最为关心的压气机最大失速裕度损失值是脉动压力的均方根值、功率谱密度、压气机进口转子弦长和转速的函数。