低温液体输送系统的温升计算

运用数学方法计算火箭发动机试验中推进剂在传输过程中的冷量损失,并与试验结果进行比较,验证了方法的有效性,为低温输送管路的设计提供依据.     

固体火箭发动机尾焰温度测量方法研究

尾焰温度是表征火箭发动机燃烧的重要参数。在各种导弹武器的矢量控制技术中也需要考虑发动机尾焰的温度。为了充分利用高能推进燃料、研究和开发新的固体推进剂、提高导弹隐身特性,就必须观察和了解固体火箭发动机燃烧产物的温度进行测量。本文采用多波长的方法对发动机尾焰的温度进行测量。     

低温推进剂贮箱增压过程的传热传质数学模拟

针对火箭发动机地面试验中低温液氧贮箱的预增压和增压过程建立了气相空间的传热、传质数学模型.运用实际气体的状态方程、连续性方程、能量守恒方程以及推进剂与气相空间的传热、传质方程等组成了关于气相空间参数的微分方程组,并运用四阶Runge-Kutta算法对其进行求解.获得了气相空间的压力、温度、增压气体流量、液氧挥发速率以及贮箱壁温等参数的变化规律.结果表明,在发动机启动前的预增压过程中,气相空间的温度和压力急剧增加,液氧的挥发速率也增加很快;发动机启动后的保持增压阶段,由于气相空间的体积不断发生变化,气相空间参数的变化趋于平缓,液氧表面向气相空间的传质速率也趋于稳定.     

热敏电阻在液体火箭发动机试验中的应用

阐述了目前应用于低温推进剂液体火箭发动机试验的热敏电阻温度传感器的特点，介绍了热敏电阻温度传感器在液体火箭发动机试验中的应用方案，包括信号变换器设计、传感器校准数据处理方法、传感器自热效应分析以及测量系统组成，分析了影响测量不确定度的因素，给出了应用热敏电阻温度传感器的测量不确定度小于0．3K。     

低温推进剂的温度控制

通过对低温火箭三子级地面试验和多次飞行试验的分析及国外有关资料的报导，总结出影响低温推进剂温度的相关因素及控制方法，对新型的增压系统及温控技术进行了展望。     

战术用液体推进剂预包装技术的进展

英国的“推进剂、炸药和火箭发动机研究院”(PERME)是在第二次世界大战后建立起来的。该院发展了液体推进剂火箭发动机,随后,又发展了固体推进火箭发动机,后者在战术领域逐渐取得了优势。但液体推近剂,尤其是预包装液体推进剂具有潜在的优点,即:可改变推力,排气无烟,推力随温度变化小,可延长燃烧时间,较好的比冲,抗冲击,适用温度范围宽。此种推进     

油田气中轻烃回收系统工艺参数的电算分析

讨论了油田气轻烃低温分离回收方案,运用计算机,结合SRK状态方程,以某油田气为对象,计算混合工质的焓、熵、平衡常数及低温分离过程的热力参数和汽液相组成、冷凝后轻烃回收率、贮槽泡点温度等,并对计算结果进行了分析。     

真空技术在固体火箭发动机装药及总装检测中的应用

本文介绍了真空技术在固体火箭发动机推进剂原材料准备、燃烧室绝热、推进剂药柱浇注成型、发动机总装检测中的应用,真空技术在提高固体火箭发动机制造质量方面发挥了积极作用。     

超声波法测试固体火箭发动机燃速

为测量固体火箭发动机燃烧过程中推进剂燃速变化情况,组建可用于固体发动机地面试验特殊环境的超声波测量平台,应用超声波连续脉冲反射法测量,获得发动机不同界面的超声回波波形数据。通过设置区域增益并观察分析实验数据,从复杂的回波数据中提取出推进剂的厚度变化量,通过计算得到不同时刻推进剂的燃速。回波图可以清晰反映出推进剂端面的燃烧退移过程,进而可获得推进剂的燃烧规律。利用超声波法实现固体火箭发动机地面试验条件下推进剂燃速测量,测得实时连续的发动机燃速,可为固体火箭发动机结构设计及装药设计提供重要参数。     

一组适合快速计算的氨热力性质方程

经分析计算，本文给出了一套形式简单，使用方便的氨热力性质计算方程，其中状态方程选用２舍项维里方程。在工程应用的温度、压力范围内使用，计算精度很好。由于计算比容及由压力计算饱和温度时无须迭代运算，方程适合用于对氨热力性质进行快速计算的场合，也很适合工程设计使用。     

低温液体火箭发动机循环预冷模拟试验

进行了低温液体火箭发动机自然循环预冷过程的模拟实验,试验证明了回流管进入储箱液面之上和进入液面之下的两种方案均可实现自然循环预冷,但是要维持自然循环继续进行,前者必须增加引射,而后者不需引射。模拟试验结果可供进一步试验研究参考。     

基于模糊神经网络的液体火箭发动机振动检测

液体火箭发动机振动检测涉及部件振动数据的收集、振动特征的抽取与度量以及度量结果的决策。基于模糊神经网络提出了一种发动机振动故障检测的基本系统。这种技术的吸引力在于：神经网络采用可变模糊集代表发动机工作模式，自然地提供了反映故障程度的有用信息；神经网络的离线学习算法可以从训练样本中提取振动知识；神经网络的监测算法不仅能正确预报故障，同时也能对新的振动信息进行在线学习。实验研究结果表明：模糊神经网络可以成功地用于泵压式液体火箭发动机热试车的振动故障检测。     

Processing Method of Multi-Wavelength Pyrometer Data for Continuous Temperature Measurements

The processing of multi-wavelength pyrometer data is a problem that needs further improvements. The solutions developed in earlier decades generally assumed one particular mathematical relation for emissivity versus wavelength in the wavelength range of the measurements. Sometimes this assumption worked and produced acceptable results, but in many other cases this approach provided erroneous results. Individual results were strongly dependent on the assumed mathematical relation that often needed some prior knowledge of the emissivity behavior in the wavelength range. A new data processing method for a multi-wavelength pyrometer for continuous temperature measurements is presented. A linear relation between emissivity and true temperature at different wavelengths is assumed. Based on this assumption, the true temperatures and spectral emissivities at the two continuous temperature measurement points can be simultaneously calculated. Some experimental results for the practical data processing of measurements performed on a solid propellant rocket engine show that the difference between the calculated true temperature and the theoretical true temperature indicated by the rocket engine designer is within ±20 K. Paper presented at the Seventh International Workshop on Subsecond Thermophysics, October 6–8, 2004, Orléans, France.     

双基推进剂用硅橡胶材料包覆设计研究?

以自制涂层、硅橡胶为包覆层对双基推进剂进行包覆,采用热分析法对迁移进硅橡胶包覆层的硝化甘油(NG)含量进行分析,结果表明NG含量极少;并对其黏结性能进行测试,试验数据表明其黏结可靠、良好。将此包覆设计用于实际装药包覆,将包覆装药装填到自制火药启动器后,在常温(25℃)、低温(-50℃×12 h)、高温(60℃×12 h)条件下和经过高低温冲击试验后进行发动机静态点火试验,测试燃烧室压力-时间曲线(p-t曲线),结果表明工作曲线均正常。     

新型低温温度传感器的研制

对几种新型的低温温度传感器技术做了简单的介绍，研制了新型的低温温度传感器并做了大量的试验。试验结果表明，这几种传感器可以替代热敏电阻和热电偶传感器在火箭发动机试验中的应用，其精度、稳定性、互换性、自热效应等特性都优于热敏电阻和热电偶传感器。     

椭圆参考轨道的卫星编队队形保持控制设计

以Lawden方程作为动力学模型,建立状态方程,利用线性二次型性能指标最优控制(LQR)对卫星编队队形进行保持控制。首先对近地轨道的主要摄动J2项摄动和大气阻力摄动进行描述,得到了影响编队队形的相对摄动的表达式。然后通过合理的选择控制加权矩阵R,用无约束的线性二次型优化方法解决了电推力火箭有控制约束的优化问题。仿真结果表明,这种控制方法是有效的。     

复合材料定向管热弹动力响应特性研究

为研究复合材料定向管热弹性问题,采用求解轴对称流动Euler方程组的正格式方法对管内火箭燃气射流场进行数值模拟,得到了管内流场热力载荷。运用非线性有限元方法,建立了复合材料定向管非线性热弹性有限元模型,将定向管模态计算结果与模态试验结果作比较,验证了有限元模型的有效性,计算了复合材料定向管分别在火箭燃气动压载荷、非定常温度场和耦合状态下的动力学响应。结果表明:由非定常温度场热冲击引起的定向管内壁面热应力响应呈现脉冲形状,轴向应力对复合材料定向管定位部间管段的应力响应影响较径向应力和周向应力明显,热冲击引起的热应力在复合材料定向管的热弹性应力响应中占主导作用。     

Mathematical model and experimental results for cryogenic densification and sub-cooling using a submerged cooling source

Among the many factors that determine overall rocket performance, propellant density is important because it affects the size of the rocket. Thus, in order to decrease the size of a rocket, it may be desirable to increase the density of propellants. This study analyzes the concept of increasing the propellant density by employing a cooling source submerged in the liquid propellant. A simple, mathematical model was developed to predict the rate of densification and the propellant temperature profile. The mathematical model is generic and applicable to multiple propellants. The densification rate was determined experimentally by submerging a cooling source in liquid oxygen at constant positive pressure, and measuring the time rate of change in temperature with respect to vertical position. The results from the mathematical model provided a reasonable fit compared to experimental results.