完善管理体系 提升技术能力 实现六院工艺工作的全面振兴——中国航天科技集团公司第六研究院于衍华副院长谈振兴工艺

2010年7月中国航天科技集团公司第二次工艺工作会在京召开,袁洁副总经理作了题为《加强创新、规范管理,全面提升航天工艺水平和制造能力》的工作报告。会议提出,要以实施工艺振兴计划为契机,加大工艺研究力度,推进工艺规范化工作,加强机构、队伍建设,优化制造模式,发展数字化制造,形成一批标志性、示范性成果,切实提升制造能力,促进集团公司产业化、规模化发展。会后各院按照会议精神,结合自身的情况制定了切实有效的措施,做好"十二五"规划,站在新起点、勇攀新高峰,以实现"振兴工艺"的宏伟目标。编辑部将密切关注各院针对工艺工作会的落实情况,分期进行跟踪报道。

航天军工高技术民品项目综合评价研究

一、引言近年来,军民融合发展上升为我国国家战略[1]。对于作为其重要实施主体的航天军工企业而言,这既是机遇也是挑战。在实施过程中,航天军工高技术民用化作为主要组成部分[2],其能否得到科学发展,重点在于其组成单元即航天军工高技术民用项目的评价与选择科学与否[3]。

航天发动机典型部件PDM/CAPP集成应用研究

随着产品数据管理技术的发展和对其理解的不断深入，产品数据管理技术正在我国制造业中逐步获得应用。产品数据管理从初步的简单图纸管理向深层次的流程管理、基于产品主模型的管理、产品结构管理、并行工程的团队组织管理、以及和其他各种应用系统的集成发展，成为了当前主流的产品信息和过程集成平台。

焊缝碾压技术在航天发动机薄壁件上的研究与应用

对航天发动机用1 mm薄壁件(材料包括不锈钢1Cr18Ni9Ti、1Cr21Ni5Ti及高温合金GH3044)焊缝进行了焊后碾压技术处理,对比了焊缝碾压前后的焊缝平整度、残余应力、焊缝质量及力学性能的变化。试验结果表明:焊缝碾压技术可有效提高航天发动机用薄壁件焊缝区域的平整度,提高了焊接接头的强度,有效降低焊缝内部的焊接残余应力。

H_2O_2-PE固液混合火箭发动机试验研究

介绍了挤压式H2O2 PE固液混合火箭发动机试验系统及发动机结构特点。研究了确定固液混合火箭发动机工作点的方法,按照这种方法可以使发动机在最佳的配比附近工作,有利于提高燃烧效率和比冲。分析了固液混合火箭发动机低频耦合振荡机理和现象,利用氧化剂和燃料燃烧时滞的概念,理论上计算模拟了发动机的低频耦合振荡过程,提出了避免这种燃烧振荡的措施和方法。

补燃循环液体火箭发动机大范围工况调节方案研究

结合液氧/煤油补燃循环发动机的结构和工作特点,重点探讨了推力室燃料主路节流、涡轮分流以及变发生器混合比等推力调节方案在发动机上的应用,确定了在发生器燃料路设置流量调节器改变发生器混合比,实现发动机推力在50%～110%范围内调节的方案,分析了推力调节速率对发动机工作过程的影响及主要组件的适应性。

基于生命周期的企业环境成本核算研究及实例分析

结合生命周期思想提出了环境成本核算的基本框架,着重探讨了企业环境成本的概念、类别与确认路径,并就环境成本的计算与分配进行了分析,并通过实例进行了企业环境成本的核算,证明了基于生命周期的企业环境成本核算的可操作性,试图解决企业环境成本及外部环境成本的量化、企业环境成本的合理分配等关键问题。

阀座组件的密封特性分析和实验研究

从金属密封副的密封机理出发,对密封的必要条件进行了分析,设计出了大流量的阀座组件。并提出了合理的工艺保证阀座组件的加工,解决了高压条件下大流量阀座组件的密封不良问题。经过实验验证了设计的正确性和工艺的可行性,为减压阀结构密封的可靠性保障以及合理工艺的正确选用提供了依据。

美国凝胶推进剂研究

本文介绍了美国凝胶推进剂的状况和研究成果,包括凝胶成分的选择、制备、试验及特性等方面,着重叙述了为开展凝胶推进剂所进行的配方制备过程和特性表征等内容。

过氧化氢/煤油双组元推力室催化分解点火研究

针对小推力过氧化氢/煤油推力室催化分解点火进行研究。作为过氧化氢/煤油双组元发动机的技术途径之一,还可扩展应用于催化分解点火火炬、补燃循环发动机中。推力室采用细颗粒催化剂床分解90%浓度过氧化氢(90%H_2O_2),分解的高温燃气使煤油雾化、蒸发和点火并且自维持燃烧。研究工作包括了催化剂床和气液喷注器的设计、单组元分解特性、双组元点火可靠性、工作效率及稳定性研究。试验中采用热容式燃烧室,催化剂床采用轮毂式分配板和多孔式床支板,并检验了不同结构的分解燃气与燃料喷射、混合情况。研究结果显示,催化分解点火可靠性高,工作稳定,燃烧效率在95%以上。

流量调节器动态特性研究

针对一种用于液体火箭发动机的液体流量调节器,建立了描述该流量调节器稳流工作过程的非线性动态数学模型,并利用该模型对流量调节器的动态响应特性进行了仿真研究,探讨了结构参数变化对流量调节器动态特性的影响。

我国首次闭式循环发动机发生器-涡轮泵联动试验研究

液氧/煤油闭式循环发动机发生器-涡轮泵联动试验的特点是发生器组元供应依赖氧泵及煤油泵;联动试验产品自身起动,化学点火,闭式循环工作;通过流量调节器、节流阀、工艺喷管和多级节流装置实现系统调节和参数平衡。联动试验的主要目的是考验涡轮泵、发生器、阀及相关分系统的方案可行性及工作协调性,掌握补燃循环系统的起动特点及试验技术。本文论述了联动试验系统总体方案、关键技术攻关研究、分系统地面冷试方案、试验工况调整、试验程序确定及试验保障措施等试验方案设计过程,对进一步试验和同类型试验具有重要参考及借鉴价值。

欧洲航天动力规划与我国空间推进技术发展对策

在法国凡尔塞举行的第六届国际空间会议上,欧洲航天比较详尽地向世界展示了其航天动力技术的过去、现在和未来。本文记录了本次会议的情况,分析了当前国内外航天动力的发展趋势和我国空间推进技术现状,提出了我国空间推进技术的发展建议。

补燃循环发动机起动过程仿真研究

对补燃循环发动机的起动过程进行了仿真研究,建立的仿真模型主要包括液路、气路、涡轮泵、流量调节器的数学模型。最后,介绍了试车前的仿真结果和实际试车数据的对比情况。

液体火箭发动机在高空工作期间喷管及其周围流场研究

研究了液体火箭发动机(简称火箭发动机)在不同高度飞行时喷管内及喷管周围的气流流动参数分布与高度的变化关系。研究结果表明:火箭发动机当其工作高度低于设计高度很多时,燃气在喷管内流动时将会产生激波;当工作高度接近设计高度时,燃气在喷管内流动时将产生微弱的斜激波;当工作高度超过设计高度时,燃气在喷管外将会产生"羽流","羽流"的面积随着飞行高度的增加而变大;当飞行高度大于设计高度时,应考虑燃气"羽流"对发动机及所携带载荷的影响,所携带载荷应有热及污染的防护措施;此时喷管应采用变面积比的喷管,即高度补偿喷管,此喷管的面积比随着飞行高度的增加而增大。

三组元喷嘴冷流试验研究

本文简要介绍了液氧/煤油高压补燃发动机富氧燃气/煤油喷嘴的一般形式以及在此基础上引入气态氢的四种三组元喷嘴结构方案。重点分析了富氧燃气/煤油/气氢三组元喷嘴的冷流喷雾试验结果,研究了三组元喷嘴的流量特性、雾化特性及流强分布特性、气气两相流的相互影响及结构尺寸对其特性的影响。文中结合三组元喷嘴内流场计算分析,给出四种三组元喷嘴方案的性能优劣。

小卫星上的低成本40N过氧化氢/煤油双组元推力室研究

未来的小卫星将需要高性能的双组元推进系统,传统自燃推进剂由于其毒性和复杂的使用维护要求而使得成本极高。采用绿色推进剂可以降低使用成本,同时又能提供和传统自燃推进剂相当的性能。该文介绍了推力40N挤压式HTP(高浓度过氧化氢)/煤油双组元推力室的设计和加工。采用简单的喷注器结构,特征速度效率在90%～92%范围内。设计的新型冷却系统采用过氧化氢分解气体作为冷却剂,提高了密度比冲。发动机采用标准材料,以减少设计开发和制造成本。采用占总流量16%的过氧化氢分解产生气膜来冷却喷管,已经得到验证可适应连续工作的要求。采用上述方案,估计获得实际真空比冲2577m/s是可能的。

微型热机、燃气涡轮、火箭发动机——美国麻省理工学院(MIT)微型发动机研究计划

介绍了MIT以MEMS系统为基础正在研制的燃气涡轮机、涡轮发生器和火箭发动机的进展情况。由于采用半导体工艺技术批量生产,所以这些发动机以常规、全尺寸发动机能量密度相同的微型高速旋转机械为基础。微型燃气涡轮设计为在10g/h H_2燃料消耗的情况下可产生10～20W 电能或0.05～0.1N 推力、直径为1cm、厚度为3mm 的SiC 热机。后来研制的采用烃燃料的热机可产生100W 电能。相同尺寸的液体双组元火箭发动机可产生大于13.3N 的推力,火箭发动机与涡轮泵和控制阀集成在同一芯片上。由分析和试验可知,该微型热机是可行的,这些装置创立了推进技术、流体控制和袖珍能量发生器的新概念。

过氧化氢催化剂床结构研究

提出了分解过氧化氢的几种方法,特别介绍了银网结构的催化剂床。同时给出了计算催化剂床尺寸的方程式,分析了催化剂床各个组成部分的结构,列出了部分零件的尺寸示例以及催化剂床工作的常见故障。

防弹芳纶无纬布材料性能研究

简要介绍防弹材料的种类及发展,以航天六院101所生产的芳纶单向复合材料(UD)布进行防弹性能测试,研究材料在弹击下的破坏形态,并对其结构形式进行了研究和分析,定性对防弹复合材料结构形式设计提出合理化建议,从而有望为防弹衣等防护装备性能的提高提供依据。