推进技术
2000年第21卷第5期文章目次
2000, 21(5):1-5.
摘要:
论述了各类电推进器的工作原理、研究状况 ,在分析其主要工作特点的基础上 ,并根据国外成功应用的实例 ,说明了各类电推进器的适用场合。并就电推进器的研究与应用发展前景进行了展望。
论述了各类电推进器的工作原理、研究状况 ,在分析其主要工作特点的基础上 ,并根据国外成功应用的实例 ,说明了各类电推进器的适用场合。并就电推进器的研究与应用发展前景进行了展望。
2000, 21(5):6-8.
摘要:
为了适应载人航天器推进系统多发动机的分布式结构 ,提高健康监测系统的可靠性 ,应用组件技术构造了分布式多智能组件集成的健康监测系统 ,给出了组件之间的协调修正和决策算法。原型系统仿真结果表明 ,该技术比传统的面向对象 (OOP)技术更适用于分布式系统 ,可应用于载人航天器推进系统的健康监测。
为了适应载人航天器推进系统多发动机的分布式结构 ,提高健康监测系统的可靠性 ,应用组件技术构造了分布式多智能组件集成的健康监测系统 ,给出了组件之间的协调修正和决策算法。原型系统仿真结果表明 ,该技术比传统的面向对象 (OOP)技术更适用于分布式系统 ,可应用于载人航天器推进系统的健康监测。
2000, 21(5):9-11,15.
摘要:
为探讨火箭发动机高频燃烧不稳定的机理 ,建立了不稳定燃烧非线性物理模型 ,研究燃烧速率对燃烧室的波动现象非线性反馈机制 ,简化气相化学反应流体力学控制方程组 ,得到了相应的数学模型。用“平均法”分析数学模型和仿真的结果表明 ,系统在一定的参数范围内发生复杂的分岔和混沌现象 ,并得到各种物理参数对燃烧与波动耦合产生燃烧不稳定现象的影响规律。
为探讨火箭发动机高频燃烧不稳定的机理 ,建立了不稳定燃烧非线性物理模型 ,研究燃烧速率对燃烧室的波动现象非线性反馈机制 ,简化气相化学反应流体力学控制方程组 ,得到了相应的数学模型。用“平均法”分析数学模型和仿真的结果表明 ,系统在一定的参数范围内发生复杂的分岔和混沌现象 ,并得到各种物理参数对燃烧与波动耦合产生燃烧不稳定现象的影响规律。
2000, 21(5):12-15.
摘要:
在地面静止状态下试验研究了尖脊进气道气动特性以及唇口厚度对进气道性能影响 ,给出了进气道各侧壁沿程静压分布及其出口总压分布图谱 ,研究了进气口流动特点及其对出口总压畸变流场的影响。试验表明 ,Caret进气道进口存在一大一小的反向旋转涡 ,该旋涡的作用使得进气道高、低压区均旋转了 90°以上。进口下唇口和外唇口厚度对地面静止状态下的进气道总压恢复系数和总压畸变指数有较大的影响 ,为进气唇口厚度的选择提供了依据。
在地面静止状态下试验研究了尖脊进气道气动特性以及唇口厚度对进气道性能影响 ,给出了进气道各侧壁沿程静压分布及其出口总压分布图谱 ,研究了进气口流动特点及其对出口总压畸变流场的影响。试验表明 ,Caret进气道进口存在一大一小的反向旋转涡 ,该旋涡的作用使得进气道高、低压区均旋转了 90°以上。进口下唇口和外唇口厚度对地面静止状态下的进气道总压恢复系数和总压畸变指数有较大的影响 ,为进气唇口厚度的选择提供了依据。
2000, 21(5):16-18.
摘要:
以一维等熵流动理论为基础 ,在充分考虑激波效应的情况下 ,分析了高空模拟试验舱中发动机燃气可能出现的两种流动过程 ,并计算了燃气流动过程的压力变化曲线 ,其结果为高空模拟试验舱的结构设计和真空机组的选配提供了参考。
以一维等熵流动理论为基础 ,在充分考虑激波效应的情况下 ,分析了高空模拟试验舱中发动机燃气可能出现的两种流动过程 ,并计算了燃气流动过程的压力变化曲线 ,其结果为高空模拟试验舱的结构设计和真空机组的选配提供了参考。
2000, 21(5):19-21.
摘要:
用时间相关法和张涵信的无振荡、无自由参数NND显式格式 ,对火箭发动机塞式喷管二维轴对称定常流场进行了数值模拟。计算得到了有粘和无粘两种情况下 ,喷管流场的马赫数、压强、温度、流线以及速度矢量分布图。计算网格采用代数方法生成 ,并通过求解Laplace方程对网格进行修正。计算结果表明 :NND格式用于计算塞式喷管流场具有较高的效率和良好的分辨率 ;无粘和有粘情况得到的流场结构有较大的差别 ;基础喷管的出口马赫数和总压对流场结构有较大影响。
用时间相关法和张涵信的无振荡、无自由参数NND显式格式 ,对火箭发动机塞式喷管二维轴对称定常流场进行了数值模拟。计算得到了有粘和无粘两种情况下 ,喷管流场的马赫数、压强、温度、流线以及速度矢量分布图。计算网格采用代数方法生成 ,并通过求解Laplace方程对网格进行修正。计算结果表明 :NND格式用于计算塞式喷管流场具有较高的效率和良好的分辨率 ;无粘和有粘情况得到的流场结构有较大的差别 ;基础喷管的出口马赫数和总压对流场结构有较大影响。
2000, 21(5):22-25,30.
摘要:
为了计算固液混合式火箭冲压发动机补燃室内带有燃料液滴的流场 ,用块隐式法计算气相流场 ,用分离流连续介质模型计算颗粒相的流动与蒸发过程 ,在控制方程组的联合求解中 ,采用特定的算法来体现颗粒相的质量守恒律与尺寸的变化。算例表明 ,迭代过程能够快速收敛 ,计算结果定性正确。
为了计算固液混合式火箭冲压发动机补燃室内带有燃料液滴的流场 ,用块隐式法计算气相流场 ,用分离流连续介质模型计算颗粒相的流动与蒸发过程 ,在控制方程组的联合求解中 ,采用特定的算法来体现颗粒相的质量守恒律与尺寸的变化。算例表明 ,迭代过程能够快速收敛 ,计算结果定性正确。
8 塞式喷管型面优化
2000, 21(5):26-30.
摘要:
为了使塞式喷管发动机的总冲最大 ,利用数值计算方法对塞式喷管型面进行了全飞行过程的优化。详细介绍了优化模型的建立过程及优化的假设与步骤 ,最后给出了典型优化的结果 ,其结果对塞式喷管的型面设计有很大的参考价值。
为了使塞式喷管发动机的总冲最大 ,利用数值计算方法对塞式喷管型面进行了全飞行过程的优化。详细介绍了优化模型的建立过程及优化的假设与步骤 ,最后给出了典型优化的结果 ,其结果对塞式喷管的型面设计有很大的参考价值。
2000, 21(5):31-33.
摘要:
应用相位多普勒粒子分析仪 (PDPA)对含潜入喷管、通道为矩形的固体火箭发动机冷流模型内流场进行测量 ,研究了雷诺数和背壁空腔形状对背壁区流场的影响。结果表明 ,随着雷诺数增大气流分离点向下游移动 ,回流速度增大 ,椭圆形后封头、直线形喷管背壁构成的背壁区回流速度比圆形后封头、台阶形喷管背壁大。对于潜入深度大的喷管 ,气流在燃烧室壁面分离 ,背壁区形成强旋涡 ;而潜入深度小的喷管 ,分离点会后移至后封头上 ,在背壁区后部形成弱旋涡。
应用相位多普勒粒子分析仪 (PDPA)对含潜入喷管、通道为矩形的固体火箭发动机冷流模型内流场进行测量 ,研究了雷诺数和背壁空腔形状对背壁区流场的影响。结果表明 ,随着雷诺数增大气流分离点向下游移动 ,回流速度增大 ,椭圆形后封头、直线形喷管背壁构成的背壁区回流速度比圆形后封头、台阶形喷管背壁大。对于潜入深度大的喷管 ,气流在燃烧室壁面分离 ,背壁区形成强旋涡 ;而潜入深度小的喷管 ,分离点会后移至后封头上 ,在背壁区后部形成弱旋涡。
2000, 21(5):34-37,52.
摘要:
针对液体火箭发动机推进系统超高维故障样本数据的聚类问题 ,提出基于演化策略的最优统计聚类算法。为预防算法过早收敛 ,演化策略采用了父本适应值的动态调整值与共享函数 ,并针对超高维数据聚类提出了控制参数的适应性调整技术 ;为使算法能最终跳出局部最优死区 ,提出算法的局部调整策略。该算法用于液体火箭发动机典型故障仿真数据集分析 ,并取得了最优聚类结果。此外 ,还基于IRIS数据集比较了该算法与FKCN模糊自主聚类算法。仿真分析表明了算法在高维数据聚类分析中的优点。
针对液体火箭发动机推进系统超高维故障样本数据的聚类问题 ,提出基于演化策略的最优统计聚类算法。为预防算法过早收敛 ,演化策略采用了父本适应值的动态调整值与共享函数 ,并针对超高维数据聚类提出了控制参数的适应性调整技术 ;为使算法能最终跳出局部最优死区 ,提出算法的局部调整策略。该算法用于液体火箭发动机典型故障仿真数据集分析 ,并取得了最优聚类结果。此外 ,还基于IRIS数据集比较了该算法与FKCN模糊自主聚类算法。仿真分析表明了算法在高维数据聚类分析中的优点。
2000, 21(5):38-41.
摘要:
研究了氢氧液体推进剂供应管路预冷充填过程瞬变流的计算方法。采用一维均相拟平衡态流体动力学模型 ,以统一的方程描述亚临界与超临界态流体流动。建立了涵盖主要传热工况的管壁与流体之间的传热模型。采用特征线差分方法求解管流方程。计算结果表明可以近似反映预冷充填过程的动态特性 ,为发动机系统设计与试验提供指导。
研究了氢氧液体推进剂供应管路预冷充填过程瞬变流的计算方法。采用一维均相拟平衡态流体动力学模型 ,以统一的方程描述亚临界与超临界态流体流动。建立了涵盖主要传热工况的管壁与流体之间的传热模型。采用特征线差分方法求解管流方程。计算结果表明可以近似反映预冷充填过程的动态特性 ,为发动机系统设计与试验提供指导。
2000, 21(5):42-44.
摘要:
基于实验结果 ,对中心进气和高位垂直进气转静系旋转盘的冷却品质进行了较为系统的比较 ,结果发现 :虽然两者的盘面平均努赛尔特数和无量纲过余体平均温度相差很小 ,但是从减小径向温差角度看 ,高位垂直进气具有明显的优势 ,证明了以前提出的涡轮盘冷却指标应包含径向温差的合理性。
基于实验结果 ,对中心进气和高位垂直进气转静系旋转盘的冷却品质进行了较为系统的比较 ,结果发现 :虽然两者的盘面平均努赛尔特数和无量纲过余体平均温度相差很小 ,但是从减小径向温差角度看 ,高位垂直进气具有明显的优势 ,证明了以前提出的涡轮盘冷却指标应包含径向温差的合理性。
2000, 21(5):45-48.
摘要:
采用恒热流法 ,对 4种不同结构实验板的多斜孔气膜冷却壁表面换热系数进行了实验研究 ,研究的主要影响因素有 :吹风比、孔排列方式、孔间距和孔排距等 ,实验主流雷诺数约为 170 0 0 ,吹风比M =1～ 4。实验结果表明 :引入气膜冷却使表面换热系数明显增强 ;单一实验板换热随吹风比增大而增强 ;在相同单位面积开孔率情况下 ,列间距的影响大于排间距 ,即列间距越小换热越强。
采用恒热流法 ,对 4种不同结构实验板的多斜孔气膜冷却壁表面换热系数进行了实验研究 ,研究的主要影响因素有 :吹风比、孔排列方式、孔间距和孔排距等 ,实验主流雷诺数约为 170 0 0 ,吹风比M =1～ 4。实验结果表明 :引入气膜冷却使表面换热系数明显增强 ;单一实验板换热随吹风比增大而增强 ;在相同单位面积开孔率情况下 ,列间距的影响大于排间距 ,即列间距越小换热越强。
2000, 21(5):49-52.
摘要:
为了获得冲击加多斜孔双层壁冷却方式的流量系数 ,分别对两种孔排列方式的冲击和多斜孔实验板组合成的四组双层壁模型在相似理论指导下进行实验。研究压力参数从 0变化到 80时 ,流量系数的变化情况。另外讨论并分析了主流流量、孔排列方式、双层壁缝高的变化对流量系数的影响程度。为燃烧室设计和壁温预估提供依据。
为了获得冲击加多斜孔双层壁冷却方式的流量系数 ,分别对两种孔排列方式的冲击和多斜孔实验板组合成的四组双层壁模型在相似理论指导下进行实验。研究压力参数从 0变化到 80时 ,流量系数的变化情况。另外讨论并分析了主流流量、孔排列方式、双层壁缝高的变化对流量系数的影响程度。为燃烧室设计和壁温预估提供依据。
2000, 21(5):53-57.
摘要:
高压补燃氢氧发动机的液氢 /液氧涡轮泵转子动特性研究需要准确的支承性能参数 ,因此在径向力小于 10kN ,轴承预紧力 980N～ 2 2 0 5N的范围内进行了新型阻尼挠性支承的性能研究。通过试验和计算 ,得到了折返式鼠笼挠性支承的变形特性、应力分布规律及其有限元计算模型、金属橡胶阻尼器的阻尼特性、成对双联轴承以及轴承预紧力等因素对支承系统性能的影响。
高压补燃氢氧发动机的液氢 /液氧涡轮泵转子动特性研究需要准确的支承性能参数 ,因此在径向力小于 10kN ,轴承预紧力 980N～ 2 2 0 5N的范围内进行了新型阻尼挠性支承的性能研究。通过试验和计算 ,得到了折返式鼠笼挠性支承的变形特性、应力分布规律及其有限元计算模型、金属橡胶阻尼器的阻尼特性、成对双联轴承以及轴承预紧力等因素对支承系统性能的影响。
2000, 21(5):58-60.
摘要:
通过设计实验装置形成了一条预制裂纹 ,用高速运动分析仪及数据采集系统测试了火焰在裂纹内的传播及裂纹内的压强变化 ,研究了不同几何特性和增压下 ,固体推进剂裂纹的燃烧流动情况。实验表明 :裂纹内的火焰传播速度受裂纹几何条件和增压的共同影响 ,增压越大 ,裂纹越窄 ,火焰传播速度越大。裂纹尖端压强与裂纹入口压强比的最大值也受增压和几何条件的影响 ,增压越大 ,裂纹越窄 ,该压强比越大。
通过设计实验装置形成了一条预制裂纹 ,用高速运动分析仪及数据采集系统测试了火焰在裂纹内的传播及裂纹内的压强变化 ,研究了不同几何特性和增压下 ,固体推进剂裂纹的燃烧流动情况。实验表明 :裂纹内的火焰传播速度受裂纹几何条件和增压的共同影响 ,增压越大 ,裂纹越窄 ,火焰传播速度越大。裂纹尖端压强与裂纹入口压强比的最大值也受增压和几何条件的影响 ,增压越大 ,裂纹越窄 ,该压强比越大。
2000, 21(5):61-65.
摘要:
使用相位多普勒分析仪PDA (PhaseDopplorAnalyzer)对模型燃烧室内的喷雾场进行了实验研究 ,测量了喷雾场不同工况下的喷雾特性 ,分析了喷雾压力和旋流器对喷雾场的影响 .证明喷嘴压力提高可以增大喷雾场中粒子速度、通量及降低平均直径 ;空气流则可以改变喷雾分布型 ,形成回流区并扩大喷雾场范围。
使用相位多普勒分析仪PDA (PhaseDopplorAnalyzer)对模型燃烧室内的喷雾场进行了实验研究 ,测量了喷雾场不同工况下的喷雾特性 ,分析了喷雾压力和旋流器对喷雾场的影响 .证明喷嘴压力提高可以增大喷雾场中粒子速度、通量及降低平均直径 ;空气流则可以改变喷雾分布型 ,形成回流区并扩大喷雾场范围。
2000, 21(5):65-65.
摘要:
200 0年 8月 11日 ,31所研制的推力比 18∶1的单室双推力固体火箭发动机成功地进行了地面点火试验。结果内弹道曲线正常 ,发动机全程工作 ,转级顺利 ,结构完整 ,各项测试数据与设计值相符。一级平均推力13 4ｋＮ ,工作时间 2 2 81ｓ;二级平均推力 0 72 3ｋＮ ,工作时间 2 7 6ｓ ,完全满足设计要求。由于此发动机两级推力比很高 ,燃烧室、喷管和装药的结构、力学性能和燃烧特性都有特殊的要求 ,设计难度很大。在充分利用多年固体型号研制经验和成果的基础上 ,进行了多次单级地面试验和多项技术攻关 ,最终突破了大推力比单室双推力的技术关键 ,验证了某型号联合动力装置改型
200 0年 8月 11日 ,31所研制的推力比 18∶1的单室双推力固体火箭发动机成功地进行了地面点火试验。结果内弹道曲线正常 ,发动机全程工作 ,转级顺利 ,结构完整 ,各项测试数据与设计值相符。一级平均推力13 4ｋＮ ,工作时间 2 2 81ｓ;二级平均推力 0 72 3ｋＮ ,工作时间 2 7 6ｓ ,完全满足设计要求。由于此发动机两级推力比很高 ,燃烧室、喷管和装药的结构、力学性能和燃烧特性都有特殊的要求 ,设计难度很大。在充分利用多年固体型号研制经验和成果的基础上 ,进行了多次单级地面试验和多项技术攻关 ,最终突破了大推力比单室双推力的技术关键 ,验证了某型号联合动力装置改型
2000, 21(5):65-65.
摘要:
普惠公司正在研制“技术部件”以抑制ＪＴ9Ｄ发动机的噪音 ,使之符合国际民航组织即将规定的 4级噪音条例。条例可能要求噪音等级在 8ｄＢ与 11ｄＢ之间 ,低于现在的 3级标准 ,未经处理的ＪＴ9Ｄ发动机达不到此标准。这些ＪＴ9Ｄ发动机是 70年代首批装在波音 74 7上的高函道比涡扇发动机。据统计 ,2 50 0多台ＪＴ9Ｄ发动机用于推进空中客车Ａ30 0 /Ａ310 ,波音 74 7、 76 7和麦道ＤＣ 10。如果有市场 ,生产商就会提供“技术部件” ,另外还有一修无决条件 ,就是要弄清欧盟与美国关于再确认的法规。在研的“技术部件”是为ＰＷ2 0 0 0和ＰＷ 4 0 0研制的 ,以计算机
普惠公司正在研制“技术部件”以抑制ＪＴ9Ｄ发动机的噪音 ,使之符合国际民航组织即将规定的 4级噪音条例。条例可能要求噪音等级在 8ｄＢ与 11ｄＢ之间 ,低于现在的 3级标准 ,未经处理的ＪＴ9Ｄ发动机达不到此标准。这些ＪＴ9Ｄ发动机是 70年代首批装在波音 74 7上的高函道比涡扇发动机。据统计 ,2 50 0多台ＪＴ9Ｄ发动机用于推进空中客车Ａ30 0 /Ａ310 ,波音 74 7、 76 7和麦道ＤＣ 10。如果有市场 ,生产商就会提供“技术部件” ,另外还有一修无决条件 ,就是要弄清欧盟与美国关于再确认的法规。在研的“技术部件”是为ＰＷ2 0 0 0和ＰＷ 4 0 0研制的 ,以计算机
20 靶式喷嘴雾化模型理论研究
2000, 21(5):66-68.
摘要:
为研究靶式喷嘴中液膜的形成和破碎以及液滴的形成机理 ,建立了相应的计算模型 ,利用该计算模型对靶式喷嘴雾化特性进行了理论计算 ,并与实测值进行了比较。结果表明 :在气流量不变的情况下 ,随着气液质量比的增加 ,靶的作用影响越来越小 ,而气液作用影响越来越大 ,选择好气液比对充分发挥靶和气液相互作用两种雾化方式的作用很重要 ;建立的雾化模型理论计算值与实测值吻合较好 ,该模型能够反映出靶式喷嘴雾化特性。
为研究靶式喷嘴中液膜的形成和破碎以及液滴的形成机理 ,建立了相应的计算模型 ,利用该计算模型对靶式喷嘴雾化特性进行了理论计算 ,并与实测值进行了比较。结果表明 :在气流量不变的情况下 ,随着气液质量比的增加 ,靶的作用影响越来越小 ,而气液作用影响越来越大 ,选择好气液比对充分发挥靶和气液相互作用两种雾化方式的作用很重要 ;建立的雾化模型理论计算值与实测值吻合较好 ,该模型能够反映出靶式喷嘴雾化特性。
2000, 21(5):69-72.
摘要:
选取两种分子拓扑指数———分子联接度指数与键参数连通性指数 ,分别研究了含能化合物 1,3,5 三硝基苯类化合物的分子结构与撞击感度间的关系。用分子拓扑学方法 ,计算了该类化合物的分子拓扑指数 ,结果表明 ,分子拓扑性质与撞击感度之间呈明显的相关性 ,并与量子化学计算方法的结果相一致 ,反映了引发基团与其它强授电子基团是影响撞击感度的重要因素。
选取两种分子拓扑指数———分子联接度指数与键参数连通性指数 ,分别研究了含能化合物 1,3,5 三硝基苯类化合物的分子结构与撞击感度间的关系。用分子拓扑学方法 ,计算了该类化合物的分子拓扑指数 ,结果表明 ,分子拓扑性质与撞击感度之间呈明显的相关性 ,并与量子化学计算方法的结果相一致 ,反映了引发基团与其它强授电子基团是影响撞击感度的重要因素。
2000, 21(5):73-76.
摘要:
用DSC和TG研究了纳米级Cu和Ni粉、超细Al粉和超细Ni粉以及普通Cu粉和Al粉对GAP (聚叠氮缩水甘油醚 )热分解特性的影响。DSC实验结果表明 :GAP/金属粉样品有两个放热峰 ,高温区的放热峰是金属的氧化峰 ,峰温受气氛影响 ,低温区放热峰是GAP的分解峰 ,不受气氛影响 ;金属Cu对GAP的分解峰影响最大 ,其中纳米级Cu (nm Cu)使GAP分解放热峰的峰值温度提前了 33 2℃ ,普通Cu粉使其提前了 12 9℃。其它几种金属粉对GAP热分解特性的影响均不明显 ;在GAP/nm Cu的样品中 ,随nm Cu含量降低 ,nm Cu对GAP热分解特性的影响程度减小 ,但并不成线性关系。TG实验结果表明 ,金属粉没有改变GAP分解的阶段性 ,但对GAP失重温度有影响。初步提出了nm Cu对GAP热分解的作用机理。
用DSC和TG研究了纳米级Cu和Ni粉、超细Al粉和超细Ni粉以及普通Cu粉和Al粉对GAP (聚叠氮缩水甘油醚 )热分解特性的影响。DSC实验结果表明 :GAP/金属粉样品有两个放热峰 ,高温区的放热峰是金属的氧化峰 ,峰温受气氛影响 ,低温区放热峰是GAP的分解峰 ,不受气氛影响 ;金属Cu对GAP的分解峰影响最大 ,其中纳米级Cu (nm Cu)使GAP分解放热峰的峰值温度提前了 33 2℃ ,普通Cu粉使其提前了 12 9℃。其它几种金属粉对GAP热分解特性的影响均不明显 ;在GAP/nm Cu的样品中 ,随nm Cu含量降低 ,nm Cu对GAP热分解特性的影响程度减小 ,但并不成线性关系。TG实验结果表明 ,金属粉没有改变GAP分解的阶段性 ,但对GAP失重温度有影响。初步提出了nm Cu对GAP热分解的作用机理。
2000, 21(5):77-80.
摘要:
采用DSC、DTA、TG和DTG等热分析方法 ,研究了AP ,KP ,AP/KP混合氧化剂、AP/KP/HTPB模拟推进剂以及铝镁贫氧推进剂的热分解特性。研究发现 ,AP/KP混合氧化剂的热分解特性由两种氧化剂的热分解特性叠加而成 ,但AP的存在使KP热分解反应提前 ;贫氧推进剂的热分解过程由AP和KP的热分解、粘合剂的热分解等过程组成。
采用DSC、DTA、TG和DTG等热分析方法 ,研究了AP ,KP ,AP/KP混合氧化剂、AP/KP/HTPB模拟推进剂以及铝镁贫氧推进剂的热分解特性。研究发现 ,AP/KP混合氧化剂的热分解特性由两种氧化剂的热分解特性叠加而成 ,但AP的存在使KP热分解反应提前 ;贫氧推进剂的热分解过程由AP和KP的热分解、粘合剂的热分解等过程组成。
2000, 21(5):81-82.
摘要:
研究了气相色谱内标法代替常规的标准工作曲线法测定偏二甲肼纯度 (UDMH)。用内标与偏二甲肼混合样品 ,避免了微量进样不准确的缺陷。结果表明 ,该方法相对标准偏差接近于 1% ,回收率大于 98.0 %。
研究了气相色谱内标法代替常规的标准工作曲线法测定偏二甲肼纯度 (UDMH)。用内标与偏二甲肼混合样品 ,避免了微量进样不准确的缺陷。结果表明 ,该方法相对标准偏差接近于 1% ,回收率大于 98.0 %。
2000, 21(5):83-85.
摘要:
为准确测量固体推进剂储存期间爆热值的变化 ,研制了高精度的爆热测试设备。针对影响爆热测试的主要因素 ,在测试系统硬件设计中采取了降低热量损失的多种措施 ,并采用了悬浮式光电隔离技术 ;在系统软件设计中则采用了数字滤波技术 ,建立了新的热量散失校正数学模型 ,并对影响测试精度的因素进行在线实时补偿。对标准物质的热值测试表明 ,系统测试相对误差小于 0 1% ,实现了推进剂爆热的高精度测试。
为准确测量固体推进剂储存期间爆热值的变化 ,研制了高精度的爆热测试设备。针对影响爆热测试的主要因素 ,在测试系统硬件设计中采取了降低热量损失的多种措施 ,并采用了悬浮式光电隔离技术 ;在系统软件设计中则采用了数字滤波技术 ,建立了新的热量散失校正数学模型 ,并对影响测试精度的因素进行在线实时补偿。对标准物质的热值测试表明 ,系统测试相对误差小于 0 1% ,实现了推进剂爆热的高精度测试。
2000, 21(5):86-88.
摘要:
为提高整体叶轮的加工质量和效率 ,提出了分段侧铣的方法。在每一段曲面上 ,基于斜等距曲面的原理 ,推导出叶片分段侧铣加工时刀位轨迹的生成和计算 ;并用计算机仿真和刀心轨迹图对刀位进行了验证。结果表明 ,采用分段侧铣的方法 ,生成的刀位轨迹刀轴矢量变化均匀 ,刀轴未发生干涉 ,且加工效率和加工质量明显得到提高。
为提高整体叶轮的加工质量和效率 ,提出了分段侧铣的方法。在每一段曲面上 ,基于斜等距曲面的原理 ,推导出叶片分段侧铣加工时刀位轨迹的生成和计算 ;并用计算机仿真和刀心轨迹图对刀位进行了验证。结果表明 ,采用分段侧铣的方法 ,生成的刀位轨迹刀轴矢量变化均匀 ,刀轴未发生干涉 ,且加工效率和加工质量明显得到提高。
2000, 21(5):88-88.
摘要:
由中国航天科技集团陕西动力机械研究所和中国宇航学会固体火箭推进专业委员会联合主办 ,“2 0 0 0年全国ＳＲＭ设计技术学术交流会”于 2 0 0 0年 8月 12日至 14日在宁夏回族自治区银川市召开。 19个单位共 85名代表出席了会议。会议共发表论文 57篇 ,内容涉及固体发动机总体、壳体、装药、安全点火装置、贮存寿命、可靠性设计及试验技术等。经评审组评审 ,评选出优秀论文 10篇。会议就所发表的论文和今后的发展方向进行了热烈的讨论 ,认为大部分论文既注重理论分析 ,又突出了理论与实际的结合 ,在工程应用中有较高的使用价值 ,水平较高。会议学术气氛浓厚 ,并促进了设计单位、使用单位、教学
由中国航天科技集团陕西动力机械研究所和中国宇航学会固体火箭推进专业委员会联合主办 ,“2 0 0 0年全国ＳＲＭ设计技术学术交流会”于 2 0 0 0年 8月 12日至 14日在宁夏回族自治区银川市召开。 19个单位共 85名代表出席了会议。会议共发表论文 57篇 ,内容涉及固体发动机总体、壳体、装药、安全点火装置、贮存寿命、可靠性设计及试验技术等。经评审组评审 ,评选出优秀论文 10篇。会议就所发表的论文和今后的发展方向进行了热烈的讨论 ,认为大部分论文既注重理论分析 ,又突出了理论与实际的结合 ,在工程应用中有较高的使用价值 ,水平较高。会议学术气氛浓厚 ,并促进了设计单位、使用单位、教学
28 《推进技术》稿约
2000, 21(5):90-90.
摘要:
《推进技术》是中国航天机电集团公司主管、该公司第三研究院第 31研究所主办的有关导弹和航天器动力装置的科技期刊 ,国内外公开发行。主要刊登各类火箭发动机、吸气式发动机、组合发动机、推进剂及非化学推进系统的理论研究、设计、制造、试验、计测和军民两用技术方面的学术论文、研究简报及专论等。它的任务是报道航天动力装置的研究成果 ,促进学术交流和科技成果向产品的转化 ,赶超世界先进水平。来稿要求及注意事项如下 :1 投稿须寄打印稿一式 3份 ,用Ａ4的纸单面打印 ,正文用五号宋体。软盘先不寄来 ,请在信封上注明“投稿”。2 .论文应具有创新性、实用性和科学性 ,务求论点明确、论据可靠、数据准确、文字精炼
《推进技术》是中国航天机电集团公司主管、该公司第三研究院第 31研究所主办的有关导弹和航天器动力装置的科技期刊 ,国内外公开发行。主要刊登各类火箭发动机、吸气式发动机、组合发动机、推进剂及非化学推进系统的理论研究、设计、制造、试验、计测和军民两用技术方面的学术论文、研究简报及专论等。它的任务是报道航天动力装置的研究成果 ,促进学术交流和科技成果向产品的转化 ,赶超世界先进水平。来稿要求及注意事项如下 :1 投稿须寄打印稿一式 3份 ,用Ａ4的纸单面打印 ,正文用五号宋体。软盘先不寄来 ,请在信封上注明“投稿”。2 .论文应具有创新性、实用性和科学性 ,务求论点明确、论据可靠、数据准确、文字精炼
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