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MWR-D-22-0133.1.pdf-AMS期刊
摘要：船上的高级地静力辐射成像仪（AGRI）卫星4A（FY-4A）卫星提供可见的辐射，其中包含有关云和降水量的关键信息。在这项研究中，使用局部粒子细胞（PF），通过观察系统模拟实验（OSSE）评估了同化Fy-4a /agri全套可见辐射对对流系统模拟的影响。将局部PF与天气研究和预测模型（WRF）模型相结合的数据同化研究床（DART）实施。为期2天的数据AS-SIMILATION（DA）实验的结果在天气量表上产生了令人鼓舞的结果。与局部PF相关的FY-4A /Agri可见的辐射显着改善了云水路路径（CWP），云覆盖率，降雨速率和降雨面积的分析和预测。此外，在多云地区附近的温度和水蒸气混合比产生了一些积极影响。敏感性研究表明，最佳结果是通过与模型网格间距（20 km）和足够短的循环间隔（30分钟）相当的定位距离来实现的。但是，由于可见的辐射中缺乏相关信息，局部PF无法改善云垂直结构和云相。此外，将局部PF与集成调节器（EAKF）进行了比较，并且表明即使在后者的集合成员的数量增加一倍的情况下，局部PF的表现也超过了EAKF，这表明局部PF的巨大潜力在吸收了可见的可见光范围内。
用于航天器推进的高温推力器技术
自 1985 年以来，一项技术计划一直在进行，旨在开发用于航天器的耐高温氧化推进器。这项技术的成功开发将为设计性能更高、羽流污染更少的卫星发动机奠定基础。或者，这项技术计划将提供一种具有高热裕度的材料，使其能够在常规温度下运行，并延长可加燃料或可重复使用的航天器的使用寿命。新的腔室材料由铼基体组成，表面涂有铱以防氧化。这种材料将推进器的工作温度提高到 2200°C，比目前使用的硅化物涂层铌腔室的 1400°C 有显著提高。用铱涂层铼制造的 22 N 级空间保持发动机的稳态比冲比铌腔室高 20 到 25 秒。预计 Ir-Re 远地点 440 N 级发动机将额外提供 10 到 15 秒。这些改进的性能是通过减少或消除燃烧室内的燃油膜冷却要求，同时以与传统发动机相同的总混合比运行而实现的。该项目试图将飞行资格要求纳入其中，以降低飞行资格项目的潜在风险和成本。
阿丽亚娜 5 号 - 欧洲航天局
阿丽亚娜-5E 显然，发送到地球静止轨道（阿丽亚娜的主要市场）的商业通信卫星的质量将会继续增长。阿丽亚娜-5 进入 GTO 的目标容量为 5.97 吨，将不再能够容纳每次发射两颗卫星，而这对于盈利至关重要。因此，1995 年 10 月在图卢兹举行的欧空局部长理事会批准了阿丽亚娜-5E（E=Evolution）计划，将双有效载荷 GTO 容量提高到 7.4 吨，预计 2002 年投入使用。大部分改进（800 千克）来自于将主发动机升级为 Vulcain-2 型号：通过加宽喉管 10%、增加燃烧室压力 10%、延长喷嘴和改变 LOX/LH 2 混合比，将推力提高到 1350 kN。最后一个要素要求将油箱舱壁降低 65 厘米，将推进剂质量增加到 170 吨。焊接助推器壳体而不是用螺栓将它们连接在一起可节省 2 吨重量，并允许在顶部段多装 2430 公斤推进剂，从而将 GTO 容量提高 300 公斤。VEB 的新复合结构可节省 160 公斤重量。用更轻的 Sylda-5 替换 Speltra 运载器可增加 380 公斤容量。燃烧期间的滚动控制将由推进器提供
阿丽亚娜-5 - 欧洲航天局
阿丽亚娜-5E 显然，用于地球静止轨道（阿丽亚娜的主要市场）的商业电信卫星的质量将继续增长。阿丽亚娜-5 的目标容量为 5.97 吨，GTO 将不再能够容纳每次发射两颗卫星，这对盈利至关重要。因此，1995 年 10 月在图卢兹举行的 ESA 部长理事会批准了阿丽亚娜-5E（E=Evolution）计划，将双有效载荷 GTO 容量增加到 7.4 吨，目前预计将于 2002 年投入使用。大部分改进（800 公斤）来自将主发动机升级为 Vulcain-2 型号：通过加宽喉部 10%、增加燃烧室压力 10%、延长喷嘴和改变 LOX/LH 2 混合比，将推力增加到 1350 kN。最后一个元素要求将油箱舱壁降低 65 厘米，将推进剂质量提高到 170 吨。将助推器外壳焊接在一起而不是用螺栓连接在一起可节省 2 吨，并允许顶部部分多装 2430 公斤推进剂，从而将 GTO 容量提高 300 公斤。VEB 的新复合结构可节省 160 公斤。用更轻的 Sylda-5 替换 Speltra 运载机可增加 380 公斤的容量。燃烧期间的滚动控制将由推进器提供
EPO-TEK® H37-MP
日期：2021 年 5 月 建议固化温度：150°C / 1 小时 版本：XI 组分数：单组分 重量混合比：N/A 比重：3.07 适用期：28 天 保质期 - 散装：-40°C 下一年 保质期 - 注射器：-40°C 下一年 注意：● 不使用时，容器应保持封闭。● 混合前和使用前应彻底搅拌填充的系统。● 当进行双组分/注射器包装或任何类型的后处理时，产品的性能特性（流变性、导电性等）可能与数据表中所述的不同。Epoxy 的保证不适用于已从 Epoxy 交付状态/容器重新加工或重新包装到任何其他类型的容器中的任何产品，包括但不限于注射器、双组分、药筒、小袋、管子、胶囊、薄膜或其他包装。 ● 符合 MIL-STD 883/方法 5011 的要求。产品描述：EPO-TEK® H37-MP 是一种单组分、导电、触变性银填充粘合剂，用于混合微电子封装内的芯片连接和 SMD 连接。也可在冷冻注射器中使用。典型特性：固化条件：150°C / 1 小时不同批次、条件和应用会产生不同的结果。以下数据不保证。仅用作指南，不作为规范。* 表示以批次验收为基础的测试
阿丽亚娜 5 号 - 欧洲航天局
阿丽亚娜-5E 显然，发送到地球静止轨道（阿丽亚娜的主要市场）的商业通信卫星的质量将会继续增长。阿丽亚娜-5 进入 GTO 的目标容量为 5.97 吨，将不再能够容纳每次发射两颗卫星，而这对于盈利至关重要。因此，1995 年 10 月在图卢兹举行的欧空局部长理事会批准了阿丽亚娜-5E（E=Evolution）计划，将双有效载荷 GTO 容量提高到 7.4 吨，预计 2002 年投入使用。大部分改进（800 千克）来自于将主发动机升级为 Vulcain-2 型号：通过加宽喉管 10%、增加燃烧室压力 10%、延长喷嘴和改变 LOX/LH 2 混合比，将推力提高到 1350 kN。最后一个要素要求将油箱舱壁降低 65 厘米，将推进剂质量增加到 170 吨。焊接助推器壳体而不是用螺栓将它们连接在一起可节省 2 吨重量，并允许在顶部段多装 2430 公斤推进剂，从而将 GTO 容量提高 300 公斤。VEB 的新复合结构可节省 160 公斤重量。用更轻的 Sylda-5 替换 Speltra 运载器可增加 380 公斤容量。燃烧期间的滚动控制将由推进器提供
文章 可重复使用火箭发动机应用的涡轮泵参数建模和可靠性评估
摘要：现代可重复使用发射器的发展，例如采用 LOX/LCH4 Prometheus 发动机的 Themis 项目、采用 LOX/LH2 RSR2 发动机的可重复使用 VTVL 发射器第一级演示器的 CALLISTO 以及采用 Merlin 1D 发动机的 SpaceX 猎鹰 9 号，都凸显了对先进控制算法的需求，以确保发动机的可靠运行。这些发动机的多次重启能力对节流阀提出了额外的要求，需要扩展控制器有效性域，以便在各种操作状态下安全地实现低推力水平。这种能力也增加了部件故障的风险，尤其是当发动机参数随着任务概况而变化时。为了解决这个问题，我们的研究使用多物理系统级建模和仿真，特别关注涡轮泵部件，评估了可重复使用火箭发动机 (RRE) 及其子部件在不同故障模式下的动态可靠性。使用 EcosimPro-ESPSS 软件（版本 6.4.34）进行的瞬态条件建模和性能分析表明，涡轮泵组件在标称条件下保持高可靠性，涡轮叶片即使在变化的热负荷和机械负荷下也表现出显著的疲劳寿命。此外，提出的预测模型估计了关键部件的剩余使用寿命，为提高可重复使用火箭发动机中涡轮泵的寿命和可靠性提供了宝贵的见解。本研究采用确定性、热相关结构模拟，关键控制目标包括燃烧室压力和混合比的最终状态跟踪以及操作约束的验证，以 LUMEN 演示发动机和 LE-5B-2 发动机为例。
国际疲劳杂志 - mediaTUM
火箭发动机的再生冷却结构承受着极大的负荷。负荷是由热燃烧气体（CH4/OX 约为 3500 K）和冷冷却通道流（LCH4 约为 100 K）相互作用引起的，这导致结构中存在较大的温度梯度和高温（铜合金最高可达 1000 K 左右），同时两种流体之间存在较高的压力差。本研究旨在更好地了解三个主要组成部分的物理行为：结构、热气体和冷却剂流，以及它们的相互作用，特别是结构的寿命。自 20 世纪 70 年代以来，已经对燃烧室结构进行了一些寿命实验。Quentmeyer 研究了 GH LOX 2/ 燃烧室 [1] 的 21 个圆柱形 LH 2 冷却测试段的低周热疲劳。在小尺寸燃烧室内安装了一个水冷中心体，以减少燃料消耗并形成火箭发动机的燃烧、音速喉部和膨胀区域。研究了三种不同的材料。热电偶被放置在冷却通道肋条和冷却剂的入口和出口歧管中。测试是在 41.4 bar 的室内压力和 6.0 的混合比（氧气与燃料之比）下进行的。喉部区域的热通量达到 54 MW/m 2 。循环重复测试，直到通过感测冷却剂通道泄漏检测到燃烧室故障。没有定量研究热气壁的变形。单个冷却剂质量均未
EPO-TEK®H20E-MPEPO-TEK®MED-H20EEPO-TEK®MED-H20E
日期：2021年2月生物相容性认证治疗：150°C / 1.5小时Rev：VIII No. < / div>组件：可能有两个替代性生物相容性的治疗时间表，重量的混合比：1：1但尚未获得认证。与Med@epotek.com联系特定的重力：A部分：2.03部分B：3.07有任何疑问。锅寿命：2.5天货架寿命 - 散装：在室温架子固定寿命 - 注射器：-40°C的一年注：●不使用时应保持容器的关闭。●在混合之前和使用前应彻底搅拌填充系统。●产品的性能属性（流变，电导率，其他）可能与数据表上的数据表中所述的性能有所不同。环氧树脂的保证不适用于从环氧树脂的状态/容器中重新加工或重新包装的任何产品，包括但不限于注射器，两杆，两袋，墨盒，小袋，管，管，胶囊，胶囊，胶囊，胶囊，胶卷，胶卷，胶卷，胶卷或其他包装。产品描述：EPO-TEK®MED-H20E是一种具有生物相容性的充满银色的环氧树脂，具有电导率和高导热率。这是一个很好的特征，并依赖于ECA，并具有超过40年的成功设计。它在固化技术中具有多功能性；从盒子烤箱到红外，再到热板，再到对流烤箱，用于电路连接。一些典型的应用是：使用MEM或混合技术的起搏器混合电路，X射线，超声和助听器。典型特性：治疗条件：150°C / 1.5小时不同的批次，条件和应用产生不同的结果。不能保证以下数据。仅用用作指南，而不是用作指南。*表示批次接受测试
HiSST：第三届高速国际会议...
项目一开始，分级燃烧循环火箭发动机就被选定为基准推进系统，其燃烧室压力为 16 MPa [3]。全流量分级燃烧循环采用燃料富集的预燃室燃气轮机驱动氢泵，采用氧化剂富集的预燃室燃气轮机驱动液氧泵，是 SpaceLiner 主发动机 (SLME) 的首选设计方案。SpaceX 已经将雄心勃勃的全流量循环用于配备 Raptor 发动机的 Starship&SuperHeavy [39]。从某些方面来看，SpaceX 的这一概念与 SpaceLiner 想要成为的多任务可重复使用运载火箭类似 [9]。Raptor 发动机受到其星际任务的影响，因此使用了不同的推进剂组合 LOX-LCH4，这种组合有朝一日可能会在火星上现场生产。 SpaceLiner 7 要求助推级发动机的真空推力高达 2350 kN，海平面推力为 2100 kN，载客级则分别为 2400 kN 和 2000 kN。这些值对应于 6.5 的混合比，标称运行 MR 范围要求为 6.5 至 5.5。SpaceLiner 8 的配置目前处于初步定义阶段，其发动机推力与 SL7 保持类似的水平。这些推力足以满足超重型运载火箭的应用，并且与欧洲地面测试基础设施的限制兼容。法国目前正在研究一种部分类似的分级燃烧 LOX/甲烷发动机，推力范围从 2000 kN 到 2500 kN，名为 PROMETHEUS-X。[20] 助推级和载客级/轨道器 SLME 发动机的膨胀比已调整到各自的最佳值；而质量流量、涡轮机械和燃烧室在基准配置中假定保持不变 [18]。表 3 概述了通过循环分析获得的标称 MR 范围内的主要 SLME 发动机运行数据 [19]。表中列出了 SpaceLiner 两种不同喷嘴膨胀比（33 和 59）的性能数据。[19] 中显示了 SLME 的完整预定义运行范围，包括极端运行点。