涡轮/空气加力火箭——一种混合循环式推进系统

提出一种混合循环推进系统的新构想,该系统的涡喷发动机(或涡扇发动机)在飞行器起飞、加速和爬升时供给火箭发动机一部分压缩空气或全部氧化剂,同时这一系统的涡轮发动机提供部分推力。这种混合循环推进系统对火箭燃烧室压力变化的敏感度极小,性能优于涡喷发动机,而且能在飞行轨道任一预定点变换到纯火箭发动机的工作方式。     

近空间飞行器推进系统研究

根据给定的飞行参数指标,建立了近空间飞行器的设计仿真模型和弹道模型.以余氧系数为变量参数,对其使用的双组元液体推进剂进行了分析和选择,并对泵压式和挤压式两种推进系统方案进行了比较研究.研究结果表明,选择过氧化氢/煤油作为组合推进剂比较合理,泵压式推进系统方案要优于挤压式推进系统方案.研究结果可为其它同类近空间飞行器的推进系统研究提供借鉴和依据.     

使神号推进系统

本文讨论了使神号航天飞机推进系统初步的基准方案,今后进一步研究会对这种基准方案加以改进。文中介绍了这种推进系统的一般设计原则,并且还验证了主推进系统发动机和辅助推进系统的推力器的设计性能。另外还讨论了有关安全、可靠性、寿命和维修性能等方面的工作要求,并介绍了使神号推进系统初步的基准流程。     

一种确定点火器参数的新方法

通过小型点火器试验对不同喷喉，燃面比条件下某装药的燃烧速度与燃烧压力进行了测定，确立了它们与喷喉燃面比之间的关系，依据这些关系确定了某大型点火器的两个重要参灵敏（装药及喷喉尺寸）。大型点火器试验结果表明，小型点火器试验得到的关系能够确定大型点火器参数。     

火箭弹附近大气参数辨识系统的研究

研究了利用雷达实测数据对沿火箭飞行弹道的大气参数进行辨识和外推落点的方法，进而提出了一个对效力射诸元进行修正的方法。在此基础上，对软件系统进行了设计。最后通过仿真试验，分析了系统的准确性。     

火箭发动机参数化绘图系统的研究与开发

介绍了以 Auto CAD为平台研制开发的火箭发动机结构设计的参数化绘图系统。该系统建立了火箭发动机常见零件的参数化图形库 ,实现了火箭发动机多种形式的壳体、封头、药型和喷管等结构的参数化绘图 ,实现了由参数化图形拼装生成二维装配图 ;该系统还具有完善的自动设置绘图工作环境和标注出符合国家制图标准的尺寸公差、形位公差和粗糙度值的功能。该系统所具有的实用性和快捷性为发动机研制初始阶段迅速提供多种不同设计方案给予了强有力支持。     

降落伞开伞系统

叙述了由火箭发动机推进的照明弹战斗部的降落伞开伞系统，该系统使用的紧凑的两级伞系统包括：主伞套内安置的主伞和阻力伞套内安装的阻力伞，主伞包和阻力伞紧挨着分开放置在战斗部内。拉绳把阻力伞包和发动机可分离地联在一起，而一个栓绳把阻力伞包和主伞相联，因此，当火箭发动机从战斗部分离时，拉出主伞包之前阻力伞先从战斗部拉出，当阻力伞展开时阻力伞罩仍连在拉绳上，起偏转板的作用，产生的径向力作用在火箭发动机上，以     

吸气式火箭的推力分析

为评价吸气式火箭作为航天飞机及各种导弹推进系统的可行性,本文作者开发了他用一元模型的吸气式火箭推力计算程序。通过对推进剂和推力进行大量实验和计算,探讨了各种参数对推力的影响,证明了一元模型对研究各种参数对火箭的影响是有效的。     

流量控制型燃气发生器的温度敏感度分析

对流量控制型燃气发生器使用压力指数不固定的推进剂时，根据初始温度确立了燃速的温度敏感度等参数的数学关系。该模型可用于端面燃烧式利用改变喉道面积进行流量控制的燃气发生器。提出了相对一定工作压力范围和燃料流量控制范围的计算例子。利用该结果可以鉴定满足要求的推进剂燃速特性。     

新一代空间发动机

发射未来空间飞行器的主要方法是利用空间运输系统(STS)。已经做了大量研究工作,验证了采用可贮存推进系统或者低温推进系统的最短长度上面级能从低地轨道的STS上把大型有效载荷和要部署的有效载荷送到地球同步轨道。航空喷气技术系统公司当前正在研制两种适用于上述上面级的推进系统。一种是推力为几千磅的可贮存推进系统,另一种是推力只有几百磅的低温推进系统。这些发动机的严格寿命和性能要求提出了一些新的技术问题。这只能通过在以后为可贮存发动机采用新材料和生产工艺以及为低温发动机搞新的设计方案来解决。可贮存发动机的功能试验业已完成,其飞行重量研制计划将在八十年代底完成。经鉴定合格的发动机预计在九十年代初提供使用。低推力的低温发动机的研制和提供使用的时间都要比可贮存发动机推迟三年。本文主要介绍这两种发动机的技术问题、解决方法以及研制状况。     

欧洲未来地球-轨道飞行器推进系统的研究

本文在简要评论欧洲正在发展的航天运输系统后,介绍了各种飞行器所需的几种可能的推进系统。重型运载火箭(HLLV)的大型火箭发动机及载人可重复使用飞行器的高性能吸气/火箭组合发动机可望在欧洲于下世纪应用。     

火箭发动机的单片机自动测试系统

本文介绍了以MCS－51系列单片机（CPU8031）为核心的开发系统，它既可以作为火箭发动机参数的监测系统，又可以作为IBM／PC上位机的一个组成部分，完成对瞬态波形的存贮，即作为波存器用，文章对组成该开发系统的硬件构成及工作增况作了详细描述，软件全部固化在EPROM中，以提高可靠性．     

用于上面级的小型低温推进装置

对未来 H-1运载火箭第三级采用低温推进系统进行了可行性研究。虽然LO_2/LH_2的第三级质量比率比现在的固体推进剂第三级小,但比推力提高50%的结果能使非常有意义的有效载荷提高。推荐的两个新推进系统的基本结构方案是:一个挤压式供给系统和二个泵式供给系统。第一个挤压式系统能在441s 比推力时提供700kg 的推力,且具有再起动能力。第二个泵式输送系统根据膨胀循环原理工作。小型涡轮泵有90000r/min 的轴转速,供给在比推力为471s 时能产生1t 推力的推力室所用推进剂。提出的第三个系统仍然是一个泵式供给系统方案,它采用独特的膨胀排放循环,且在比推力为470s 和涡轮泵转速为80000r/min 时能产生1t 的推力。发动机试验结果预示了各个推进系统方案性能的可行性。     

Transtar泵注式可存贮推进剂火箭发动机的研制状况

通过航空喷气技术系统公司和其它部门的比较研究表明,作为上面级应用,泵注式液体可存贮推进剂推力系统比其他系统有有效载荷运载能力大的优点,除此之外,还具有可靠性高和经济非常合算等。无论这种推进系统是一个自激级或是使用整体级推进方案,其核心问题是需要空间发动机提供推进动力去达到预定的轨道。航空喷气技术系统公司已经设计出了这种发动机,并命名为Transtar,且现在已处在研制的最后阶段,发动机部件的工艺技术是从航空喷气公司为NASA生产的轨道机动系统(OMS)发动机衍生而来的,到目前为止,这种轨道机动系统发动机已经在所有的航天飞机上进行了成功的飞行;并且也来自于空军火箭推进实验室研制的工艺技术程序。涡轮泵和双组元推进剂燃气发生器,即Transtar发动机的动力装置,自1980年以来由航空喷气公司根据其独立研制计划进行研制。发动机的部件研制已大部分完成,发动机系统的推力试验正在进行,估计鉴定试验能在1990年初完成。本报告评述了Transtar发动机的设计,发动机的性能和工作特性,以及发动机的研制状况。     

基于遗传算法的小推力空间液体发动机参数优化

基于连续型遗传算法，与空间液体火箭发动机系统质量模型和长度模型相结合，建立了空间发动机系统优化模型。以发动机系统的质量为目标函数，对燃烧室压力和喷管扩张比进行了优化设计。计算结果表明．采用遗传算法能够有效地得到最小质量下设计变量的最优解。     

基于灰色模型的火箭发动机故障检测算法

本文以发动机系统参数定性分析为基础，对选定的系统参数建立灰色模型，对采入的试验数据通过灰色关联度分析后，利用等维新息模型对灰色模型进行参数辩识，得出定量的发动机系统状态方程组。并对方程组输出的滤波值用红线参数比较分析，确定发动机的状态。预测值作为对新采入数值灰色关联度分析的基准，以确保算法的可靠性和精度。     

液体火箭发动机的技术发展与展望

液体火箭发动机是空间活动的重要技术基础，为了满足下世纪空间活动商业化的需要，航天运载器对推进系统提出更高的要求，液体火箭发动机正面临着新的发展机遇和挑战，概述了液体火箭推进系统的主要技术问题，指出需要进行的一些改进和发展，以适应未来的需要。     

火箭上浮水雷噪声特性测量分析

基于对某型火箭上浮水雷固体火箭发动机推进上浮过程中的自噪声生成机理，测量与分析系统构成及噪声幅度概率密度分布，相关性，功率谱等噪声特性进行了较为详细地分析，同时给出了噪声级的估计结果，得到了一些有参考价值的结论。     

航天运输用高超音速吸气式推进系统

简述了先进航天运输系统用高超音速吸气式推进系统,对研究的每一种推进系统,都给出了它们的构型、循环图及简短的应用评估.为提高说明效果,将推进系统分为4大类:涡轮冲压发动机、涡轮火箭发动机,火箭冲压发动机和涡轮冲压火箭发动机。基于其循环图和工作特性,试图找到适用于单级入轨和两级入轨航天运输系统的最好的发动机.     

空压站压力微机测量系统

主要介绍了由微型计算机组成的压力测量系统在空压站压力参数测量中的应用，以及测量系统的软、硬件组成和应用情况。