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关键词： 火箭增强冲压发动机   内转进气道   流线追踪技术   中心支板   风洞试验  

摘要： 将压缩效率高、内流品质好、流量系数高、溢流阻力小的内转进气道应用于火箭增强冲压发动机，实现内转进气道与内置火箭中心支板的一体化融合，将有效提高组合发动机进气道在典型飞行区间内的工作性能，大幅强化火箭增强型冲压动力的应用潜力。基于典型的中心支板式火箭增强冲压发动机构型，如果只采用简单的结构集成方式，一方面中心支板的物理介入会严重破坏内转进气道的压缩性能；另一方面，其楔形前缘会分割进气道隔离段下游的高速气流并引发斜激波和膨胀波干扰，导致额外压缩作用及内收缩比增加，引起总压恢复系数显著下降。为解决这些问题，本文提出了一种基于流线追踪技术的内转进气道与中心支板结构的一体化设计方法，通过融合中心支板与进气道压缩曲面，不仅可消除附加压缩效应，还可以充分发挥其特型前体的来流压缩能力。数值仿真与风洞试验结果表明，该设计方法可使一体化内转进气道在引入中心支板结构的同时充分发挥出内转基准流场的压缩性能。在与传统的楔形中心支板方案的对比中，其长度最大可缩短60%，内收缩比可降低25%，从而保证良好的起动能力；在来流速度马赫6、喉部压升比34.8的高收缩比、大压缩量条件下，总压恢复系数可提升17%。

关键词： 固体火箭发动机   羽流   铝颗粒群   燃烧特性   两相流  

摘要： 为研究铝颗粒在固体火箭发动机内和羽流中燃烧特性，本文基于欧拉-拉格朗日框架构建了铝颗粒群燃烧数值模拟方法，其中考虑铝颗粒对流换热、相变、燃烧及其与气相热质交换等过程，并针对典型固体火箭发动机构型开展了数值模拟研究，通过对比喷管出口凝相颗粒直径分布验证了方法可靠性。针对典型工况开展计算，分析了燃烧室、喷管和羽流气相温度、组分、颗粒温度和氧化铝质量分布，探究了铝颗粒初始直径、喷注位置和发动机尺寸对颗粒演变参数和燃烧效率的影响。结果表明，由于铝颗粒在燃烧室内分布燃烧，燃烧室温度和组分在径向存在较大梯度，燃烧室最高温度可达3300 K，主流平均温度为3050 K左右。从装药前后端面喷出铝颗粒滞留时间较长，燃烧效率较高，从装药内孔喷出铝颗粒的燃烧效率随着喷注位置轴向距离增加而下降。长径比相同的Φ75、Φ150和Φ300 mm发动机喷管出口颗粒总燃烧效率分别为72.9%、86.9%和95.9%，燃烧效率随着发动机尺寸增大而升高，在羽流范围内颗粒燃烧消耗有限。

关键词： 涡轮基组合循环发动机   空气涡轮火箭冲压组合发动机   ATRR   模态转换   匹配特性  

摘要： 本文针对空气涡轮火箭冲压组合动力低速通道ATR发动机，通过数值仿真计算，建立ATR发动机系统计算模型，展开模态转换系统匹配特性研究，并对ATR发动机制定相应的调节策略以匹配模态转换过程的工况变化。数值计算结果表明：在单一ATR模态阶段，随飞行马赫数增大，发动机推力增大，比冲减小，在进气道起动阶段受调节策略影响发动机有约10%的推力降幅；整个模态转换过程，随分流板开度降低ATR发动机空气流量下降约73.8%，应下调ATR发动机转速以匹配空气流量下降，整个模态转换过程转速下降约45%；压气机最低压比为1.1且处于稳定高效的工作状态；同时ATR发动机推力呈线性下降趋势。

关键词： 液体火箭发动机   雷列槽密封   加工状态   性能参数   空化  

摘要： 液体火箭发动机雷列槽密封性能受槽区加工状态的影响。建立基于质量守恒JFO空化边界条件的雷列槽液体润滑机械密封数学模型，采用有限差分法离散Reynolds控制方程，利用SOR迭代方法求解，分析了雷列槽浅槽槽深径向线性变化、周向线性变化、周向波度变化对密封性能的影响。结果表明：浅槽径向槽深、浅槽周向槽深变化时，开启力和泄漏量相较于理想槽深值呈相反的变化趋势；波数、波幅对开启力和泄漏量的影响与转速相关；转速40000r·min-1、浅槽径向槽深变化4μm时，槽深减小导致的开启力和泄漏量相对变化量相较于槽深增加最大分别高2.24%和3.1%，内径侧槽深变化导致的开启力和泄漏量相对变化量相较于外径侧槽深变化最大分别高1.8%和3.64%；转速40000r·min-1、浅槽周向槽深变化4μm时，槽深减小导致的开启力和泄漏量相对变化量相较于槽深增加最大分别高6.43%和8.12%；浅槽周向出口或入口侧槽深变化对开启力和泄漏量影响程度与转速相关。

关键词： 电流曲线特征点   液体火箭发动机   电磁阀   小波包分解   测试仪  

摘要： 在液体火箭发动机系统中，电磁阀作为重要组件，其电流曲线的特征点识别对于精确评估发动机运行状态至关重要。然而，当前针对电磁阀电流曲线特征点的识别技术主要依赖于阈值设定，这种方法的局限性在于其阈值的唯一性，导致仅能有效应用于特定类型的电磁阀，从而极大地限制了其在液体火箭发动机测试仪智能化开发领域的广泛适用性。鉴于此，本研究创新性地提出了一种基于小波包分解的算法，旨在精确识别液体火箭发动机电磁阀电流曲线的特征点。该算法通过对电流曲线实施三层小波包分解，充分利用高频段信号在特征点处展现出的能量突变特性，实现了对多种型号电磁阀电流曲线中特征点的高效提取。为了验证该算法的有效性与普适性，采用多种型号液体火箭发动机的电磁阀作为测试对象。实验结果表明，本算法在识别电磁阀电流曲线特征点时无需依赖人为设定阈值，从而彻底避免了阈值调节所带来的复杂性与不确定性，同时展现出对多种类型电磁阀的广泛适用性。综上所述，本研究提出的基于小波包分解的电磁阀电流曲线特征点识别算法，为液体火箭发动机测试仪的智能化开发提供了一种全新的、高效的方法，有望在未来为该领域的技术发展和智能化进程带来有益的助力。

关键词： 双组元   精确冲量   10N   火箭发动机   在轨验证  

摘要： 本文介绍了我国最新一代精确冲量10N火箭发动机及其关键部件研制与在轨验证。通过对地面验证试验的结果分析表明，该发动机真空比冲可达295秒，最小脉冲冲量优于30毫牛秒，最小工作脉宽可达6毫秒，累计点火寿命可达68.7小时，累计脉冲循环寿命不低于75万次，发动机可靠性得到了充分验证，并经实践二十卫星在轨成功飞行验证。该发动机的顺利研制是我国高性能双组元火箭发动机研制历史上一个重要的里程碑，标志着我国双组元火箭发动机整体技术达到了国际先进水平，具有广泛的社会和经济效益。

关键词： 液体火箭发动机   双三相PMSM   冗余切换技术   推力调节伺服系统   位置扰动   双端口RAM  

摘要： 随着现代火箭技术的不断发展，液体火箭发动机推力调节稳定性和可靠性对伺服系统要求越来越高。双三相PMSM作为伺服系统的核心部件，采用可切换的主、备两套绕组形成两个驱动通道，可按需切换。然而，在伺服电机工作通道的热切换过程中，由于位置解算和PID闭环调节时间，会产生较大的位置扰动，导致流量波动，从而影响其可靠工作。为解决上述问题，本研究结合双三相PMSM的自身特点，设计了一种基于双端口RAM数据交互的伺服系统驱动通道冗余切换技术。该技术通过实时解算主备份绕组的位置信息，并周期性交互PID控制参数，实现了伺服电机绕组在切换过程中的平稳过渡。这种方法不仅有效抑制了位置扰动，同时显著提高了发动机工作的可靠性。为了验证所提策略的有效性，本研究搭建了相应的试验系统，并在不同负载条件下进行了试验测试和数据分析。结果表明，该技术能够显著降低伺服电机绕组切换过程中的位置扰动，相较传统切换方法位置扰动由最大16.869°降低到0.008°以下，实现了超过99.95%的降幅，使火箭发动机的流量调节器位置波动控制在±0.1°范围内，从而验证了策略的有效性和可行性。

关键词： 相变   辐射传输方程   粒子散射   红外光谱  

摘要： 含铝固体推进剂以其可靠性、耐久性在战略战术导弹中得到广泛应用。作为被动探测的主要手段，准确识别排气羽流的红外辐射特征有助于快速预警和跟踪。本文基于高温羽流环境下燃烧产物Al2O3晶体结构的变化，提出了含多相态Al2O3的固体火箭羽流辐射计算模型。采用球谐离散坐标法求解两相羽流的光谱辐射特性。与忽略Al2O3颗粒相变的传统模型相比，新模型与实验测量数据结果更加吻合，进一步提高了计算精度。利用该模型研究了不同含铝比例的羽流红外光谱辐射特性。结果表明，在1.7-2.0μm范围内，传统模型明显高估了低含铝情况的羽流辐射结果，最大差异达67.2%。在2.5-3.0μm范围内，随着含铝比例的增加，两种模型之间的差异逐渐减小；在4.0-4.5μm范围内的颗粒相变对整体结果影响不明显，平均相差7%左右。所以有必要通过考虑羽流中颗粒的相态变化实现辐射特性的精确预测。本文的研究结果可为固体火箭发动机的准确检测和识别提供理论依据和参考。

关键词： 非诉项目   尽职调查报告   法律意见书  

摘要： 《尽职调查指引》主编:陈玉清定价:98元出版社:法律出版社ISBN:978-7-5197-9392-0简介:本书的独特之处在于,它以实际的法律意见书和尽职调查报告为导向,通过模块化的方式深入解析各个非诉项目的尽职调查要点,重点分析如何通过详尽的尽职调查,确保交易的合法合规,并为客户提供切实可行的法律意见和建议。