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题名N_2O催化分解技术在航天领域的应用研究
- 1
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作者
段小龙
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2002年第2期49-52,共4页
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文摘
提出将一氧化二氮作为一种应用于新型小卫星的推进剂.由于它所具有的独特性质,一氧化二氮能够用在冷气、单组元、双组元以及电阻加热式推力室上,从而涵盖了所有小卫星的推进系统。这种推进剂不需要增压系统,因此,在各种小卫星推进系统中使用一氧化二氮是大有好处的。为了展示一氧化二氮作为火箭推进剂所具有的优势,提出了利用可多次起动的单组元推力室进行催化分解的方案。为此,Surrey大学对一氧化二氮的催化分解进行了研究.本文给出了最新的研究成果。
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关键词
一氧化二氮
催化分解
单组元
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分类号
V511
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名航天姿控发动机减压阀的研究
被引量：7
- 2
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作者
曾维亮
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2001年第5期6-11,共6页
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文摘
本文介绍了某型号末修姿控发动机上使用的一种正向卸荷减压阀,阐述了其工作原理、结构特点及设计方法,以及研制过程中出现的问题与解决措施,并对其静态特性及影响调节精度的各种主要因素进行了分析和试验研究。研制的正向卸荷减压阀采用了正向卸荷结构,解决了关键部位的密封问题,该阀调节精度高、稳定性好,常温下出口压力调节精度达到-1.1％～+3％,考虑高低温等各种环境条件下出口压力精度达到-1.6％～+5.4％,性能指标达到国内外同类产品先进水平,本研究成果已成功应用于某型号末修姿控发动机上,参加了各项地面大型试验及上天飞行试验的考核,对保证末修姿控发动机系统调节精度起到了重要作用。
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关键词
减压阀
调节精度
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分类号
V43
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名气液双组元单喷嘴高频不稳定性热模拟试验研究
被引量：1
- 3
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作者
陈建华
葛李虎
吕发正
周立新
杨永红
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2001年第4期1-7,共7页
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文摘
本文介绍了在低压下进行气液双组元单喷嘴高频稳定性热模拟试验的基本情况、试验方法、试验原理和试验结果。该试验方法独特、操作简便、成本低廉、危险性小。这种试验方法可应用于其它新型号的研制和喷嘴设计中。通过单喷嘴高频稳定性热模拟试验,可以获得喷嘴结构参数和工况参数变化对高频燃烧稳定性的影响趋势,在液体火箭发动机研制初期可获得较为可靠的高频燃烧稳定性信息,选出燃烧稳定性相对好的喷嘴方案,可以降低发动机研制成本和降低研制风险。
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关键词
推力室
燃烧稳定性
模拟试验
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分类号
V43
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名航天运载器及液体推进技术
被引量：2
- 4
-
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作者
丁丰年
张恩昭
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2001年第1期10-19,共10页
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文摘
主要从世界航天运载和液体火箭发动机的发展出发,探讨我国研制液氧/煤油高压补燃发动机的发展思路。
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关键词
航天运载器
液体火箭发动机
液氧/煤油
高压补燃
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分类号
V43
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名高空滑行期间燃烧室温度仿真方法研究
被引量：4
- 5
-
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作者
张忠利
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2001年第6期14-18,共5页
-
文摘
本文探讨了液体火箭发动机关机后燃烧室各部位温度仿真计算的方法。为了检验计算结果的正确性,应用该方法计算了某发动机高空滑行期间燃烧室头部、身部内壁、身部外壁、收扩段内壁、收扩段外壁的温度,并将仿真计算结果与高空飞行试验时的遥测数据进行了比较,比较后发现它们的变化规律一致。
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关键词
燃烧室
高空滑行
温度仿真
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分类号
V43
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名中国大型液体火箭发动机研制
被引量：3
- 6
-
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作者
段增斌
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2000年第1期13-28,共16页
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文摘
本文简要回顾了中国导弹与运载火箭发动机的发展,重点论述了中国大型液体火箭发动机的研制过程,突破的主要技术关键,以及所取得的主要成就和研制经验。
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关键词
液体火箭发动机
研制
成就
经验
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分类号
V434
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名航天飞机主发动机的故障探测与隔离
被引量：2
- 7
-
-
作者
何泽夏
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
-
出处
《火箭推进》
CAS
2000年第2期26-36,共11页
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文摘
设计了应用于航天飞机主发动机故障探测与隔离(FDI)的广义似然比试验(GLRT),可用于在线 FDI 及飞行任务的事后分析。算法中使用了 SSME 的全部37个状态模型及一套15个传感器。在设计阶段,有助于确定故障的可探测性和可识别性,给出传感器布局。文中重点在于输入/输出的故障,即阀门和传感器失效故障,但似然比方法可延伸至包括结构的失效。
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关键词
故障
探测
隔离
健康监测
SSHE
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分类号
V463.6
[航空宇航科学与技术—航空宇航制造工程]
-
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题名空间推进系统表面张力贮箱的研究
被引量：2
- 8
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作者
陈祖奎
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2001年第3期1-9,共9页
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文摘
首先对空间推进系统的推进剂管理进行了概述,着重介绍该表面张力贮箱的研究。主要包括:第一,对各种加速度下液体在贮箱内的定位进行了分析,以确定管理装置的结构形式;第二,在贮箱设计上,应用流体网络理论,建立了设计模型。按以上方法设计的贮箱已经通过振动冲击、运输、液流等地面试验及飞行试验的考核,无一出现故障。
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关键词
表面张力贮箱
推进剂管理装置
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分类号
V43
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名气氧/煤油谐振点火器研究
被引量：1
- 9
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作者
吕奇伟
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2001年第4期54-57,共4页
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文摘
谐振点火系统因其结构简单且可重复多次点火而具有很大吸引力。在本研究工作中,设计和试验了一种谐振式点火器,用气氧和煤油燃烧来形成火炬。环境条件下的初步试验结果表明在0.2～0.3LPa较低的煤油喷注压力下,设计可点燃气氧/煤油混合物的点火器是可行的,这就使利用恒压燃料贮箱中的煤油进行点火成为可能。氧在0.1s内就可在谐振腔内被加热至点火温度并在瞬间点燃喷入的煤油。
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关键词
谐振点火
点火器
气氧
煤油
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分类号
V43
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名层板喷注器光刻工艺技术研究
被引量：1
- 10
-
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作者
宁建华
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2001年第2期19-22,共4页
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文摘
本文论述了为研制液体火箭发动机关键件—层板喷注器而采用的光刻工艺技术。本工艺技术是一种交叉性的边缘学科,是微电子领域的光刻技术与精密微机械加工技术相结合的典范,属超精加工。
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关键词
液体火箭发动机
层板喷注器
光刻
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分类号
V43
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名微波电热推进系统应用研究
- 11
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作者
韩先伟
毛根旺
何洪庆
刘志让
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机构
西北工业大学航天工程学院
中国航天科技集团公司第十一研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2001年第2期7-12,共6页
-
文摘
空间推进系统作为航天器的重要部分,其性能、质量、寿命和可靠性等参数直接影响着航天器的工作状况。本文首先介绍空间推进系统的种类及其特点,其次阐述了电推进系统的主要特点,最后重点描述了微波电热推进系统的特点、系统结构,并对微波推进系统用于航天器的轨道转移和位置保持进行了理论分析。分析结果表明,微波电热推进系统具有比冲适中、寿命长、推力范围宽、羽流污染小和系统兼容性好等优点。既可用于复合式推进系统,进行航天器的位置保持、姿态调整等,也可单独完成航天器的轨道转移、星际航行和位置保持等任务,具有广阔的应用前景。
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关键词
空间推进系统
化学推进系统
微波电热推进系统
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分类号
V43
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名从第四届国际液体空间推进会议看推进技术研究进展
- 12
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作者
张蒙正
张金容
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2001年第4期26-31,共6页
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文摘
本文依据第四届国际液体空间推进会议论文交流及会后参观学习,介绍了推进技术研究的一些最新进展。第四届国际液体空间推进会议于2000年3月在德国黑布隆,德国、法国、俄罗斯、美国、中国等11国80余名代表参加了会议,发表论文34篇。从会议宣读论文及会后交流学习,可以看出当前推进技术研究的一些特点及进展。
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关键词
喷管
喷雾
会议
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分类号
V43
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名氧化物涂层铱/铼燃烧室的长寿命试验研究
- 13
-
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作者
宁建华
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2000年第2期37-48,共12页
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文摘
一种铼作为基材、铱作为涂层和铱-陶瓷氧化物作为复合涂层的22N 推力室,采用 GO_2/GH_2进行了热试。推力室完成了以下试验,一台在额定混合比(MR)4.6,室压(Pc)0.469MPa 下,工作了将近39h;另一台在额定混合比5,8,室压0.621MPa 下,工作了13h以上。另外四台推力室,采用改进的工艺制造的铱-氧化物作为复合涂层/Re 推力室也进行了热试。在 GO_2GH_2低混合比下的试验表明:在地面可贮存推进剂的相对较低氧化气氛的燃气中,燃烧室的寿命能大大提高。在靠近喷注器附近的区域里,处于混合比接近17的试验表明:混合过程的推进剂可能使铱涂层破坏,而氧化物涂层则起着保护涂层的作用。铱一氧化物复合涂层/Re 推力室能够在苛刻的氧化燃烧气氛中使用,如高混合比 GO_2/GH_2、氧/烃以及液体火炮推进剂。其中一台在额定混合比16.7,室压0.503MPa 下,工作了1.3小时。
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关键词
氧化物涂层
Ir/Re
燃烧室
研究
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分类号
V430
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名200N双组元远地点发动机试验研究
- 14
-
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作者
吕奇伟
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
-
出处
《火箭推进》
CAS
2001年第3期49-52,共4页
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文摘
论述了可贮存双组元发动机 MAI-200试验研制概况:水力试验和点火试验结果。该发动机推力为200N,推进剂为N_2O_4/偏二甲肼。
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关键词
远地点发动机
试验
喷嘴
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分类号
V43
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名电传热试验中薄壁试验件的传热和破裂原因研究
- 15
-
-
作者
张忠利
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
-
出处
《火箭推进》
CAS
2000年第5期6-16,共11页
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文摘
本文对电传热试验中的薄壁试件传热和试件破裂原因两个问题进行了研究,得出的传热计算结果与试验测量值相近,此计算结果为传热试验测量仪表提供依据:试件破裂原因为材料在高温时强度降低,以及应力集中和热量集中。提出的试件改进方法,可供以后电传热试验参考.
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关键词
电传热试验件
传热计算
破裂原因
-
分类号
V463.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航制造工程]
-
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题名用于航天飞机改进的助推器及液体推进系统方案选择
被引量：1
- 16
-
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作者
李宝荣
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2001年第5期47-51,共5页
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文摘
NASA为满足空间发射需要,要求提高安全性和减少操作成本。本文将分析航天飞机助推器改进型及其推进系统方案以及它们在未来空间发射中的应用。主要是分析航天飞机各种改进方案的优点和液体推进系统。为深入了解航天飞机改进的益处,对其助推器推进系统进行比较,并介绍规范研制和操作成本的评估。
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关键词
航天飞机
助推器
推进系统
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分类号
V43
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名宇宙神Ⅲ—洛克希德·马丁公司下一代运载系统
被引量：1
- 17
-
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作者
陈红霞
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2001年第2期50-52,共3页
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文摘
为满足国际市场需要,保持竞争力,必须不断进行技术进步和创新。二十世纪90年代初,洛克希德·马丁公司(以下简称洛马公司)制定的运载器发展战略目标是:依靠技术进步降低发射费用,满足不断增长的用户需求。宇宙神Ⅲ(Atlas Ⅲ)的研制为提高运载器性能迈出了第一步,于2000年初进行了首次飞行。继下一代运载器宇宙神Ⅲ之后将在2002年研制出宇宙神V。这一系统比现有各系统能在更大范围内满足用户需求,且进一步降低发射费用。本文主要介绍了宇宙神Ⅲ的技术进展及现有宇宙神与未来宇宙神V之间的协同作用。
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关键词
运载系统
一次性使用
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分类号
V43
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名二级发动机游机喷管内气流分离状态性能研究
- 18
-
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作者
吕鹏翾
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2002年第1期14-17,共4页
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文摘
二级发动机地面试车时游机喷管内气流要出现分离现象,直接影响二级主机和游机的性能计算结果,长期以来一直是我们发动机理论研究面临的一大难题。本文提出的游机短喷管和大喷管分离准则及分离位置的确定方法,喷管内气流分离时游机地面比冲及地面推力的计算方法,成功的解决了这一问题。
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关键词
发动机
游机
试车
分离准则
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分类号
V430
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名10吨级高性能膨胀循环发动机的设计研究
- 19
-
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作者
洪流
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2000年第5期38-51,共14页
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文摘
本文讨论了10吨级高性能膨胀循环发动机的设计研究,采用的室压超出了目前的钢管极限,以便在给定的钟形喷管设计和发动机长度下改善发动机的比冲性能。发动机的基础推力为100kN,可扩展到150kN。发动机最大长度2.4m,最大质量275kg,最小比冲为4512.6m/s。结果发现采用现有技术或稍加改进就可以实现100kN 的发动机,而150kN 的增强型发动机则需要能提高推进剂热性能的新燃烧室技术.为达到这一目的,Dasa正在实施先进的膨胀燃烧室技术计划。采用可延伸喷管可得到大约68.7m/s 的比冲增量,但以增加重量为代价。对阿里安5增强型低温上面级发动机,要求发动机推力150kN,调节能力为30%。本研究以此作为推力室性能优化的基础,并提前设计了这一新型欧洲上面级发动机。
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关键词
膨胀循环
发动机
设计
方案
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分类号
V43
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
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题名Moog公司冷气推进的最新进展
- 20
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作者
肖明杰
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机构
中国航天科技集团公司第十一研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2002年第2期25-31,共7页
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文摘
Moog公司开展卫星用冷气推进系统组件的研制工作已15年多了,本文介绍了冷气微推力器、小型压力调节组件、高压隔离阀和加注泄出阀四项技术,给出了这些组件的设计方案、工作情况以及试验结果和性能数据。小型压力调节组件入口压力高达10.35MPa绝压、氮气流量达10000sccm时,出口压力范围是0.242±0.035MPa绝压;文中还介绍了微推力器阀在低温(-60℃)和常温条件下的工作寿命和内泄漏数据,该阀动作100万次以后,氦气内泄漏量为3.8 × 10^(-7)sccs。
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关键词
推力器
冷气推进
研究
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分类号
V439
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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