低过载安执机构解保试验方法

针对安执机构在低过载条件下的工作可靠性问题,提出一种低过载安执机构解保的试验方法。基于火箭发动机推力作用下的弹丸飞行试验以及相关理论计算与分析,发现弹丸飞行过载和弹丸飞行时间是安执机构解保相关参数中最主要的2个参数。结果表明:低过载安执机构解保试验方法具有可行性和有效性,可为后期试验起到一定的参考作用。

两型甲烷/空气燃气发生器设计与仿真研究

飞行器热喷流干扰风洞试验需研制稳定可靠工作的甲烷/空气燃气发生器为其提供高温燃气。对燃气发生器进行结构设计,采用同轴直流式和同轴离心预混式两种喷注器结构,并利用数值模拟方法获得其稳态燃烧场,考察两种类型甲烷/空气火炬点火器的燃烧性能和燃烧室热载。结果表明,两种喷注结构条件的火炬点火器均可以满足设计要求,但同轴直流喷注方式燃烧性能表现更好,采用同轴直流式喷注方式比预混喷注方式的燃气温度及组分均匀度更高。

气液同轴式喷嘴雾化特性的试验

通过试验研究气液同轴直流式和气液同轴离心式喷嘴的雾化性能。研究表明:喷嘴出口扩张时可以改善喷嘴的雾化性能;气液同轴直流式和气液同轴离心式喷嘴都存在一个合适的缩进长度,在改善喷嘴雾化特性的同时对总流量影响较小;在相同条件下,气液同轴离心式喷嘴的喷雾性能要优于气液同轴直流式喷嘴的喷雾性能。

高空模拟试车台超声速引射器数值研究

利用火箭发动机自身的超声速喷流作为引射气流的超声速引射器系统,在上面级火箭发动机高空试车台的研制中有着重要的应用价值,文中采用数值方法模拟求解了火箭发动机超声速引射器流场,比较了直管超声速引射器和有第二喉道的超声速引射器的性能、探讨了超声速引射器设计的影响因素。计算结果与实验结果符合较好,这表明该数值方法是研究超声速引射器的一种重要研究手段。

低温液体火箭发动机模拟预冷过程的传热与压降

介绍了低温液体火箭发动机模拟预冷实验的装置及测量系统 ,报告了预冷实验的过程及结果 ,并进行了分析和讨论。

环形桁架式天线展开不同步现象分析

从国外相关文献所反映的地面试验结果看,环形桁架式天线周边的桁架结构由于阻尼等因素在展开过程中存在明显的不同步现象。文章利用绝对节点坐标法建立了天线展开过程的多柔体展开动力学模型,获得了连续展开过程中桁架各部分承受的载荷和变形情况,并重点对展开过程中的不同步现象的产生原因及其影响进行了分析。结果表明,环形桁架式天线展开的不同步现象是由展开过程中桁架的变形与摩擦引起的,这种现象的出现导致桁架结构承受更高的载荷。该研究为环形桁架式天线的设计和验证提供了参考。

火箭发动机尾焰流场注水降温效果初探

为了对超声速高温燃气射流的注水降温机理进行探索,对该类流场进行了数值模拟和实验研究。气-液两相流场采用Mixture多相流模型进行计算,液态水的汽化过程通过耦合水的汽化方程来模拟。实验现象采用高速摄影和红外热像仪进行拍摄,并且在冲击平板上布置了热电偶温度测点。通过对仿真计算得到的温度云图与实验结果进行比较发现,无论是流场形态还是温度场分布,两者都十分吻合,证明了计算模型的适用性。结果表明:液态水和燃气的掺混汽化吸热效果显著,高温区域由于注水影响缩小到一个类锥形区域;迎气面温度大大降低,热冲击烧蚀效应得到有效缓解,尤其是中心部位降温效果最为明显,注水后温度仅为原温度值的60%左右。

污染空气对超音速燃烧地面试验结果的影响

文中阐述了超燃冲压模型燃烧室地面试验时,进口空气污染的影响。从超燃燃烧室内的自动着火,燃烧过程机理来分析污染物(H_2O)的作用。用电弧加热进口气流及向气流喷水模拟氢加热器加热。结果表明:如果使用氢加热器直接加热空气,进口空气中含有污染物,它对超音速燃烧室地面试验的影响,将取决于进口气流状态,喷射方式、污染物含量和氢当量比等,是模拟试验中必须予以考虑的问题。

低温推进剂液位监测系统设计

以液体火箭发动机地面试验用低温推进剂为研究对象,建立了以电容式液位传感器和C-V线性电容变送仪为主体的低温推进剂液位测量系统。经某型号氢氧发动机真实试车过程中的搭载试验证明,该系统能准确、快速的跟踪并实时显示低温容器中的液位值,具有精度高、重复性好、操作简单及安全可靠等质量特性,很好的解决了试验过程中低温推进剂液位实时监测显示的技术难题,具备了应用地面试车试验的条件。

低速条件下引射火箭实验研究

开展了火箭基组合循环推进在引射阶段的实验系统设计。实验系统包括以支板为特征结构形式的引射火箭试验发动机、自由射流气路系统、燃料喷注系统和压强推力数据采集系统。以固体火箭发动机作为燃气发生器 ,成功的进行了静态海平面零马赫状态下引射模态实验 ,获得了相关实验数据。同时 ,对相应的几何结构做了数值模拟 ,数值计算结果与实验结果基本吻合。

火箭发动机射流复杂噪声测量数据时频分析

为了对大推力火箭发射时产生的噪声特性进行预测,采用了小型固体火箭发动机来开展缩比实验研究。通过小波变换和FFT方法对实验测得的噪声数据进行深入分析后发现:在发动机工作时间段出现了低频高幅冲击波成分,其幅值和频率特性与典型射流宽带噪声有很大不同;滤掉该冲击波成分之后的噪声频谱是典型的湍流宽带噪声频谱,并且得到射流噪声的声效率为0.51%,很好的吻合了火箭发射时声效率的经验数据,由此证明该冲击波成分并不属于射流噪声。

小波分析在固体发动机试验中振动信号去噪研究

在固体火箭发动机地面试验中,由于燃气喷流噪声的作用,使得测量得到的发动机壳体振动信号中包含有很强的噪声分量。通过对噪声信号与振动信号相关性的分析,确定了噪声对振动信号作用最强的频段,并结合小波分析,小波包分析理论,应用频带分离方法对振动信号进行去噪处理,取得良好效果。

高频燃烧不稳定性单喷注器燃烧室模拟实验的研究

高频燃烧不稳定性单喷注器燃烧室常压燃烧的模拟实验依据相似理论在大气环境下进行。模拟燃烧室采用与实际燃烧室有相同声学频率的模拟件，喷注器采用实际尺寸喷注器，实验介质为高温富氧空气和蒸气煤油。Ⅱ2=（P。/PF）^0.5（QVo／qvf）作为确定性相似准则，Ⅱ1=v/（Lf）为被确定性相似准则。改变富氧空气流量，调节燃烧室声学振荡和燃烧脉动的相位关系，激励起燃烧室高频不稳定性燃烧。用同轴湍流射流混合流场的经验公式估算燃烧区的特征长度，通过相似准则和燃烧室热力学参数将实验结果换算到实际发动机工况。整套模拟实验系统包括煤油、空气和氧气供应系统，流量控制和测量系统，空气甲烷燃烧器，富氧空气和煤油换热器，模拟燃烧室和喷注器，实验参数采集和处理系统，冷却水供应及控制系统等。发动机实验表明，模拟实验系统和方法是可行的。

固体火箭发动机尾焰注水流场实验研究

为了减弱发动机燃气射流对发射装置的冲击和烧蚀作用,对固体火箭发动机尾焰的注水流场开展了实验研究。通过高速摄影和红外热像仪两种非接触式测量设备对无注水和注水两种状态下的流场进行了对比拍摄。对两种状态下的流型和温度场分布进行了对比分析和研究,得出了通过注水方式可以减少核心区长度和面积从而达到降低热冲击烧蚀效应的结论。

超声速高温冲击射流注水流场实验研究

为了降低发动机羽流冲击流场的温度,减弱其对发射装置的冲击和烧蚀作用,对超声速高温冲击射流的注水流场开展了实验研究。通过高速摄影和红外热像仪两种非接触式测量设备对无注水和注水两种状态下的冲击流场进行了对比拍摄,并且使用热电偶对底板冲击区的温度进行了测量。对注水两相冲击流场的结构和温度场分布进行了深入分析和研究,并与无注水状态下流场进行对比,得出了通过注水方式可以减少核心区长度和面积,降低迎气面温度,减弱其热冲击烧蚀效应的结论。

微型推进器推力测试的现状及发展趋势

在简要介绍解决微型推进器推力测试问题所面临的挑战的基础上,总结了目前常用的解决微型推进器推力测试问题的技术途径:天平、倒摆和平行四边形方式,并分析了各自的优缺点。同时,根据微型推进器的发展,提出了未来微型推进器推力测试的发展趋势。

载荷识别技术在火箭推力偏心测试中的应用

目的 研究将载荷识别技术应用于火箭发动机推力偏心测试,用载荷识别方法提高推力偏心测试精度方法 推导火箭发动机推力载荷识别的基本关系式,对推力偏心测试装置进行动态特性测试,获取其动态传递函数矩阵,用推力偏心测试得到的响应数据反求火箭发动机推力载荷结果 获得了某火箭发动机的推力偏心距和推力偏心角数据结论 载荷识别技术应用于火箭发动机推力偏心测试,方法简单。

卫星单元肼推进系统轨控过程不确定性研究

为评估卫星单元肼推进系统轨控过程的不确定性,建立了轨控过程的数值模型。定量分析了贮箱压力、贮箱温度、推力器点火时长等参数对轨控速度增量的影响,考察了在轨标定推力系数对于轨控模型的修正效果。选取某近地卫星对其轨道控制历史数据进行分析,通过在轨实测数据对轨控模型进行了验证。结果表明,采用在轨标定推力修正系数能够有效地降低轨道控制模型的平均误差,平均误差值从3.615%减至1.924%;通过参数敏感性分析,得出贮箱温度的总体影响不超过0.2%,贮箱压力的总体影响不超过5%。通过对点火时长的影响分析发现,在不同的贮箱压力下,存在一个特定的临界点火时长;点火时长低于临界点火时长时,贮箱压力的变化将不会被压力传感器识别。针对某低轨卫星,寿命初期箱压1.8MPa时,临界点火时长为8.5s;寿命末期0.5MPa时,临界点火时长为319.8s。

零重力试验装置对太阳翼展开影响分析

文章建立了太阳翼与展开试验装置的联合分析模型,与试验结果进行了对比,通过仿真得出摩擦、横导轨质量、横导轨变形是影响展开时间和展开末角速度的主要因素,为此提出了试验装置的改进建议,即采用空气轴承减小摩擦,横导轨使用密度小、模量高的碳纤维复合材料。

三组元发动机燃烧稳定性试验

设计了气氢 液氧 煤油三组元双工况模型发动机 ,对不同燃烧室压力、燃料比例、喷注器的结构、燃烧室长度、混合比条件下的高频燃烧稳定性进行了试验。试验中观察到低频和高频自激燃烧不稳定 ,有限的试验表明 ,较大的缩进比和较小的旋流数有利于燃烧稳定。提高燃料中氢气的比例 >10 %时 ,有利于燃烧稳定 ;但氢气对烃氧燃烧稳定性的提高不是绝对的 ,氢气在燃料中的比例达 3 9%时 ,燃烧室内仍存在压力为 0