“761”探空火箭推进剂的研制

根据“761”探空火箭设计提出的高燃速推进剂要求,本文进行了提高端羧基聚丁二烯推进剂燃速和其他性能的研究。本文提出:在端羧基聚丁二烯推进剂基础配方中加入Fe_3O_4燃速催化剂,并在推进剂药柱轴向嵌入长银丝,可以大幅度地提高燃速,并保证了其他性能。实验结果表明:这种推进剂的燃速可达40毫米/秒左右,燃烧性能及其他性能稳定可靠,满足“761”探空火箭的各项要求,也可以应用于其他端面燃烧的火箭发动机中。     

超声速型面可控喷管设计方法

提出了基于B-Spline曲线和特征线方法的超声速型面可控喷管设计方法,通过设置喷管轴向马赫数分布可以灵活地调整喷管的型面形状。数值验证结果表明,该方法不仅可以设计出高品质的喷管出口流场,而且能够实现喷管型面的灵活调整,可以获得长度与最短长度喷管一致,但流场品质更优的喷管。     

镍对重力分离SHS陶瓷内衬复合管的影响

采用SHS重力分离技术制备陶瓷内衬复合管,通过改变主燃烧配系组元Ni的含量,研究分析了金属Ni对陶瓷内衬复合管制备的燃烧特性及机械性能的影响。研究发现,适量的Ni粉能促进SHS燃烧进行,提高燃烧体系的绝热燃烧温度和陶瓷层的致密度,并且有助于形成金属/陶瓷界面过渡层,这极大提高了复合管的显微硬度和抗压剪强度。当Ni粉含量为19wt％时,陶瓷层的显微硬度和抗压剪强度分别最高达1764N/mm2和36.1MPa。     

HYLTE与TRIP喷管在大功率氟化氘激光器中的应用对比分析

简述了燃烧驱动大功率连续波DF化学激光器的发展现状。比较了HYLTE与TRIP两种喷管的结构参数,总结了两种喷管的性能差异。采用数值模拟手段,参考相关试验数据,计算了典型增益分布对应的共焦非稳腔输出光束模式。从大功率DF激光器研制存在的光斑均匀性和腔镜负载两个难题的角度,结合喷管制造工艺要求,认为HYLTE喷管较TRIP喷管更适用于大功率DF激光器。     

摆动喷管控制精度相关问题讨论

对不同性质的喷管特点以及在控制力作用下喷管的响应特性进行了初步分析;以某防空导弹为例,阐述了摆动喷管在非理想状态下摆动时作动器牵连运动、正负摆角不对称、力臂变化、摆心漂移、位移传递系数精度和预调角对摆角控制的影响;同时说明了负载力矩和伺服机构相关参数影响着摆动喷管位置控制精度。     

寻求探空火箭最佳推力策略的一种直接优化方法

本文运用贝尔曼动态规划方法寻求探空火箭最佳推力策略,建立了解本文问题的“局部最优性”递推方程,采用区域性限制系数和非节点处的“单点插值”方案,大幅度提高了运算速度和精度,计算过程更趋稳定,使给定起飞质量的探空火箭在寻优计算中获得较之于间接方法更大的目标效益。同时,在微机IBMPC/XT上编制了计算程序,为探空火箭初步设计和方案论证提供了具有较高置信水平的理论依据。     

某型发动机喷管烧穿故障分析与工艺设计改进

由于发动机喷管烧穿导致试验失败,在发动机的研制中占有相当的数量。针对某型发动机喷管烧穿故障,深入分析了故障原因与机理,并据此提出了防止喷管烧穿故障的改进设计方案。通过相关试验验证,证明了改进措施的有效性,为火箭发动机的优化设计提供了有价值的借鉴。     

基于机器视觉的喷管摆角测试系统

针对摆动喷管摆角参数非接触的测试需求,设计了一种基于PC的喷管摆角的视觉测试系统,采用机器视觉的方法实现摆动喷管摆角的非接触测量,通过设计的模板匹配加圆拟合的复合式图像处理算法,在保证精度和速度的情况下检测喷管的轮廓及圆心,实现喷管摆角的测量,同时利用系统的标定算法校正了视觉系统中存在的畸变,边缘检测的算法降低了环境因素的影响,保证了测试系统的精度,具备现实环境下的实用性.     

基于ADV212的探空火箭图像采集与压缩系统

针对探空火箭遥测带宽低、图像监控通路多、系统小型化等设计难点,本文提出了一种基于ADV212的图像采集与压缩系统设计方案。采用可以同时支持无损和高压缩比有损压缩的JPEG2000图像压缩标准,提出适用于箭上图像采集特点的通道切换和中断处理策略,并以“乒乓”操作的流水线作业方式实现多路图像通道数据吞吐,通过两个实时发送通道和一个缓存发送通道向火箭遥测链路发送图像数据。提出了一种具有动态帧频和压缩比的图像压缩方案,解决了探空火箭遥测带宽有限这一问题。本设计以Virtex-4系列FPGA作为系统控制核心,采用ADV7182和ADV212分别完成图像的采集和压缩,分别采用SRAM和SDRAM实现图像的实时传输和缓存传输。通过比较图像间的PSNR值,试验并分析了适用于CCD图像的压缩滤波器和小波变换级数,得到了较为满意的图像质量。设计较好地满足了本次空间环境垂直探测探空火箭的图像采集任务。     

用LIIF法测量DF/HF化学激光器喷管混合性能的数值分析

激光诱导碘荧光(LIIF)是一种很好的流场测量技术,为了验证该方法测量化学激光器流场混合性能的精度,模拟得到连续波DF HF化学激光器的HYLTE喷管冷流场,并计算了用氦碘混合气体作为氧化剂流、用氦气作为燃料流的HYLTE喷管的流场。通过比较前一流场中的氟原子和后一流场中的碘分子的摩尔百分比分布情况得知,当作为氧化剂流的氦碘混合物中碘的质量百分比在54%左右时,用LIIF法测量DF HF化学激光器喷管的混合情况具有较高的精度。     

适用于探空火箭的图像采集与压缩系统

针对探空火箭遥测带宽低、图像监控通路多、系统小型化等设计难点,提出一种基于ADV212的图像采集与压缩系统设计方案。采用可以同时支持无损和高压缩比有损压缩的JPEG2000图像压缩标准,提出适用于箭上图像采集特点的通道切换和中断处理策略,并以"乒乓"操作的流水线作业方式实现多路图像通道数据吞吐,通过两个实时发送通道和一个缓存发送通道向火箭遥测链路发送图像数据。提出一种具有动态帧频和压缩比的图像压缩方案,解决了探空火箭遥测带宽有限这一问题。本设计以Virtex-4系列现场可编程门阵列作为系统控制核心,采用ADV7182和ADV212分别完成图像的采集和压缩,分别采用静态随机存取存储器和同步动态随机存储器实现图像的实时传输和缓存传输。通过比较图像间的峰值信噪比值,试验并分析了适用于电荷耦合元件图像的压缩滤波器和小波变换级数,得到了较为满意的图像质量。设计较好地满足了本次空间环境垂直探测探空火箭的图像采集任务。     

30CrMnSi钢化学成分对零件淬火硬度的影响

某单兵反坦克火箭钢内衬零件材料为30CrMnSiA钢，零件毛坯尺寸壁厚为12φ134×1220的管料，因原生产厂家的材料缺陷较多，更换新厂家生产的原材料后，发现毛坯淬火后硬度低，达不到工艺要求。本文对该问题的解决进行了分析和总结。     

“阿波罗”宇宙飞船软着陆和制动发动机

用于保证“阿波罗”宇宙飞船的登月舱在月球表面软着陆的发动机的研制工作是在1963年6月开始的,鉴定试验大纲在1967年7月完成。研制这种发动机需要在液体火箭发动机的工艺、设计各个领域中作重要的努力。其中解决了发动机推力调节在大范围改变推力时自燃推进剂完善地混合和燃烧,以及在登月舱着陆时自毁的不冷却喷管裙的研制等问题。     

“织女-1”号主发动机点火装置研制总结报告

本文总结了“织女-1”号主发动机点火装置研制过程,描述了其点火器构形设计,点火材料配方、粒度和用量的确定,以及喷管堵盖的结构、工艺等问题。     

采用摆动喷管推力矢量控制弹性弹体数学模型建立

针对摆动喷管不同于空气舵的特征,建立了摆动喷管坐标系,具体分析了单个摆动喷管产生的力和力矩,详细推导了采用摆动喷管推力矢量控制弹体弹性振动方程;同时基于小偏差线性化条件,推导了俯仰通道的姿态运动方程;以上方程可用于采用摆动喷管推力矢量控制弹体弹性计算和控制系统进一步设计的依据。     

台“探空火箭”探了海

轰!一柱耀眼的火光冲上台湾上空，瞬间掉头钻进大海。这是2001年10月24日台湾“中山科学研究院”自行研制的“天弓”导弹两节式“探空火箭”在屏东九鹏导弹基地进行的一次秘密发射试验失败的形象写照。“探空火箭”变成了“探海火箭”。     

自由旋涡气动窗口非对称喷管的设计

对于高能激光器来说 ,晶体材料输出窗口因吸收致热而无法正常工作。自由旋涡气动窗口利用超音速自由旋涡来密封低压的激光腔。本文提出了确定气动窗口所需自由旋涡气动特性的过程 ,讨论了特征线方法在非对称超音速喷管设计中的应用 ,该喷管被用来产生自由旋涡流动。     

按经济性考虑设计推力终止反喷管

本文讨论反喷管相对喉面、反喷管轴线倾角对关车药量的影响以及关车药量的计算方法.通过例题进一步说明,在可能范围内选取较大的反喷管相对喉面和较小的倾角,可以提高发动机的质量比和节省推进剂.     

两相流喷管面积比和扩张段型面的优化计算

喷管面积比的选择和气动型面的设计是喷管设计中的一个重要课题。本文应用二维两相喷管流场计算程序和直接优化法,对喷管面积比及扩张段型面进行了二维寻优计算。计算表明:考虑二维两相流损失的推力最大的面积比要明显小于理论最佳面积比;对于锥形喷管,能量最佳面积比大于冲重比最大的面积比,而对于特性喷管,只是稍大一些;特性喷管的最优型面,就是最佳面积比下的最佳型面。     

燃烧室-喷管流场数值解

本文用时间相关法计算了固体火箭发动机燃烧室─喷管亚跨声速流场数值解,控制方程用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ二步显格式：边界点参数用物理边界条件和参考平面上的特征方程计算。计算表明,达到收敛的数值积分步数比纯喷管的跨声速计算要多得多。虽然喷管壁上和轴线上的马赫数分布与纯喷管计算类似,但喷管中的等马赫线分布与纯喷管计算的结果［３］相差较远。