载人火箭推力矢量调整偏差对有塔逃逸安全性影响分析

载人运载火箭推力矢量调整的目标是调整逃逸主发动机的推力线,使其通过有塔逃逸飞行器的质心。但在工程实际操作过程中,有塔逃逸飞行器的质心不能通过实际称重的方式得到,只能基于各部分结构产品质量实测值和质心的传统经验值通过理论计算获得,这样即使开展了推力矢量调整工作,只能将逃逸主发动机的推力线与有塔逃逸飞行器质心的不重合度控制在一定的范围内,并不能实现推力线完全通过质心的目标。对推力矢量调整偏差对有塔逃逸飞行器逃逸高度和逃逸飞行姿态的影响进行研究,通过设定逃逸主发动机推力线与有塔逃逸飞行器质心的偏差条件,并对该偏差工况下的逃逸过程通过ADAMS软件进行仿真分析,获得有塔逃逸飞行器质量质心偏差对逃逸安全性的影响。     

CZ-2F火箭逃逸系统

成功发射中国载人飞船的CZ-2F运载火箭上专门配备了保障航天员安全的故障检测处理系统和逃逸系统.本文简单介绍了逃逸系统的总体设计、气动设计、固体发动机设计、结构机构设计以及系统综合试验.     

空空导弹多脉冲固体火箭发动机能量分配优化研究

针对多脉冲固体火箭发动机在空空导弹上的应用,以扩大空空导弹的不可逃逸攻击距离作为主要优化目标,同时考虑导弹的最远射程和末端速度,借用遗传优化算法,对双脉冲和三脉冲发动机的综合性能参数进行了优化,得到了导弹综合性能最优的发动机能量分配方案,为空空导弹多脉冲发动机的设计提供了理论依据。     

俄罗斯研发新型可重复使用RD-191发动机

俄罗斯火箭发动机制造商Energomash公司已研发出一种新型多功能可重复使用液氧煤油发动机RD-191，该发动机将用于安加拉运载火箭，目前已准备进行批量生产。     

待发段地面逃逸控制组合设计及关键技术研究

待发段地面逃逸控制组合作为载人航天工程待发段地面逃逸控制系统的核心组成部分,主要负责接收逃逸控制计算机和控制面板的指令,进行逻辑条件判断后与逃逸系统硬件设备完成有线逃逸控制指令的通信。针对酒泉卫星发射场现有控制组合设备设计较早、使用年限较长等问题,提出一种基于双冗余架构的高可靠待发段地面逃逸控制组合设计方案,采用主从冗余热备份设计实现系统级冗余架构,同时采用基于改进型Mod Bus/TCP协议的冗余网络通信技术、基于测试数据的故障自检测技术以及高可靠逻辑控制软件设计技术,极大提高控制组合的可靠性,缩短故障处理时间,降低待发段风险,满足载人航天飞行任务对待发段逃逸救生的需求,具有较强的工程意义和实用价值。     

高可靠待发段地面逃逸指挥控制系统设计及关键技术研究

在载人航天任务中,为确保在运载火箭待发段出现危及航天员生命安全的紧急情况时能可靠、迅速地实现航天员的逃逸救生,一般采用待发段地面逃逸指挥控制系统承担待发段地面逃逸辅助决策、地面逃逸指令生成和发送的任务。提出一种基于双冗余架构的高可靠待发段逃逸指挥控制系统设计方案,集成了冗余供配电控制、冗余网络通信和安全控制以及远程测控等功能,系统设计均突出高可靠性、安全性、人机工学设计及国产化设计,可满足载人航天待发段逃逸救生的需求。     

巴西计划打入无人驾驶飞机发动机市场

据位于圣若泽杜斯坎波斯城的航空航天技术中心的官员讲,预计巴西将在几周内开始进行一种无人驾驶飞机用的质量小、成本低的新的燃气涡轮发动机的试验。这是巴西第一次透露它在小涡喷发动机方面9年发展工作的细节。 TPP320的研制上作始于1981年。该计划的成功最终推出TPP1000,这种发动机的推力为1000N(2251b推力),巴西打算把这种发动机作为无人驾驶飞机和遥控飞行器的动力装置参加世界市场竞争。该系统在设计上突出了低成本制造。设讣寿命估计为50h。发动机推力和转速是用完全可编程数字式调节系统控制的。据政府透露的消息讲,如果按50台批量生产,那么每台发动机的最高价格8000美元。     

固体火箭冲压发动机控制方案研究

冲压发动机控制系统一般通过设置必要的限制函数来防止发动机出现不稳定工作状态,在尽可能大的范围内进行推力调节,从而使飞行器的性能较优.文中在分析固体火箭冲压发动机控制难点的基础上,对发动机转级之后的工作过程提出了4种控制方案,并进行了对比分析.文中研究内容可以为固体火箭冲压发动机控制方案的选择提供一定参考.     

新谢帕德飞行器成功完成高空逃逸飞行试验

正美国当地时间7月18日,蓝源公司成功对新谢帕德飞行器进行了第9次飞行试验,验证了乘员舱逃逸系统的能力。新谢帕德飞行器从蓝源公司位于西德克萨斯州的试验场地起飞,动力模块按照常规飞行方案将乘员舱带到预定高度,二者分离20 s之后,乘员舱逃逸系统的固体发动机点火工作,此     

韩国将开始批量生产K2主战坦克

<正>韩国将于近期开始K2主战坦克的批量生产工作。该型坦克在2009年7月进行越野试验时,其发动机和传动装置都出现了不少问题。使其研发进度推迟了一年。批量生产的决定是在对该型坦克的动力传动室进行补充     

固体复合推进剂火箭发动机侵蚀界限参数的预测方法与应用

为从理论上寻求固体火箭发动机侵蚀界限参数的预示方法,以改进的勒努尔-罗比拉德侵蚀公式(L-R公式)为基础,发展了一种能够预测固体复合推进剂发动机侵蚀界限参数(包括界限流速和界限燃通比)的理论方法。一维内弹道和零维内弹道的实例验证表明,该方法获取的界限流速和界限燃通比具有较高的预示精度,满足工程计算要求。这对于侵蚀燃烧理论研究和固体火箭发动机侵蚀燃烧的实验研究,以及提高固体火箭发动机内弹道预示精度,均具有重要的实际应用意义。该方法仅适用于过氯酸铵(AP)复合推进剂,其他推进剂能否适用还需要进一步研究。     

不同能量分配下的双脉冲发动机外弹道特性研究

为研究双脉冲发动机无控火箭弹的外弹道特性和不同能量分配对其特性的影响,以双脉冲发动机的无控 火箭弹为背景,在常规固体火箭发动机外弹道特性的基础上,编制采用双脉冲发动机的无控火箭弹的外弹道计算程 序,根据相关参数计算其射程、高度等,对其外弹道特性进行分析;从脉冲间隔时间、装药比、推力比等方面分析 不同能量分配条件下的外弹道特性。结果表明：双脉冲发动机的无控火箭弹在射程上能得到提高,应选择合理的脉 冲间隔时间,装药比大、推力比小的能量分配方案。     

固体火箭发动机用有机硅互贯网络包覆材料研究

采用互贯网络和共混相结合的技术研制出有机硅互贯网络包覆材料，并应用于固体火箭发动机装药包覆。通过浇注压溢包覆工艺，实现了对双基和改性双基推进剂的可靠粘结。火箭发动机静止试验表明，发动机工作正常阻燃包覆可靠。     

固体火箭发动机燃气舵推力损失的数值分析与测试

燃气舵是实现推力矢量控制(TVC)的一种方式,但在固体火箭发动机(SRM)尾流工作中的燃气舵不可避免的造成一定程度的推力损失,导致发动机性能下降和导弹射程减小.受发动机推力个体差异和量值小限制,给准确测试和评估推力损失数据带来困难.通过数值仿真方法,五分量天平和六分力测力试验,建立了一套相对实用的测试和分析方法,得到了较为精确的推力损失数据,为燃气舵和导弹总体设计提供了依据.     

固体火箭发动机包覆层厚度超声测量新技术

针对超声脉冲回波技术测量火箭发动机包覆层厚度存在的问题和缺点,提出了一种板波诱发波的超声测厚新技术,并介绍了其原理。该方法可以在发动机壳体外侧测量内壁涂敷的包覆层厚度,文中给出了一组测量结果。     

Study on Instable Combustion of Solid Rocket Motor with Finocyl Grain

The instable combustion or oscillation combustion which occurs in three high capacity solid rocket motors using high energy composite propellant with finocyl grain is studied. The reasons of the acoustic combustion instability are also discussed. Three engineering methods that can eliminate combustion instability are proposed and discussed. The study shows that the combustion instability mainly depends on the propellant grain shape and nozzle structure. Some measures to reduce the acoustic energy and mass generation rate of combustion gas can be adopted. The test results indicate that the modified rocket motors can significantly eliminate the instable combustion and improve the motor internal ballistic performance.     

数字图像处理技术在火焰测试中的应用

开发了基于VC .NET的红外图像识别系统。应用该系统对固体推进剂发动机排气羽焰图像进行了数字图像处理,得到了排气羽焰的亮度分布,实现了固体推进剂发动机排气羽焰的分析与参数识别。处理结果表明,该系统达到了对固体推进剂发动机排气羽焰图像总体分析与参数识别的目的,为固体推进剂发动机排气羽焰的分析与参数识别提供了一种全新的方法。     

固体火箭发动机自动化参数设计软件模型与实现

分析了固体火箭发动机自动化设计的数学模型和设计过程,以及设计参数与图形生成模块的数据传递,并以某续航发动机设计为例,完成了发动机自动化参数设计的软件编制.通过使用该软件对续航发动机的设计和一些方案的论证,可知其使用方便,把设计者从繁复的计算中解放出来,大大提高了设计效率.     

无喷管固体火箭发动机内弹道计算

给出了一种无喷管固体火箭发动机内弹道计算方法,利用此算法就无喷管固体火箭发动机结构和装药等参数对性能的影响状况进行了分析,并得出结论:装药形式、结构尺寸、固体推进剂的燃烧规律与试验温度都对无喷管固体火箭发动机内弹道性能有影响。     

一种改进型远程火箭弹发动机点火装置

针对火箭弹作战远程化的装备发展趋势,对适用于远程火箭弹发动机的点火装置设计进行改进。对满足 其功能要求的结构设计、数值计算、技术环节、功能验证等进行研究,介绍某改进型远程火箭弹固体火箭发动机点 火装置的设计和试验情况。结果表明,该研究的相关改进和试验可为后续系列火箭弹发动机点火装置的设计提供 参考。