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在航空发动机试车过程中,针对数字电子控制器采集低压涡轮出口燃气温度(T6)高于试车台数采系统采集值的现象,进行了多轮测温试验,并结合T6测温原理、热电偶及补偿导线电气特性等,提出了从数字电子控制器电路板终端进行温度标定的方法,以确保在发动机实际试车过程中控制器测量的T6值更接近真实温度.试验结果表明:在航空发动机试车中采用在数字电子控制器T6采集电路板的补偿导线终端进行标定的方法后,由数字电子控制器与试车台数采系统采集的T6值相差1℃以内,证明该标定方法准确可行. 相似文献
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介绍了光学辐射温度计和激光衰减法测量固体火箭发动机尾流温度和粒子参数的基本原理.利用所建立的实验系统测量了固体火箭发动机实验时的温度和粒子参数.实验表明,测量结果是可信的. 相似文献
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基于激光诱导荧光的高速飞行粒子低温段测温方法 总被引:1,自引:1,他引:0
针对当前高速飞行固体粒子在低温段测温困难的问题,提出了一种基于激光诱导荧光的固体测温方法来显示高速粒子飞行过程中的温度变化过程。使用掺杂罗丹明B染料的醋酸纤维粒子的600 nm荧光信号和激光的532 nm信号之比,能进一步排除激光光强波动对测温结果的干扰。对固体荧光粉末在20~80 ℃温度下的光谱学特征进行分析,研究发现:系统的荧光信号强度、温度灵敏度(80 ℃下温度系数为-0.012 5 ℃-1,20 ℃下温度系数为-0.037 9 ℃-1)、测量精度均随温度的下降显著上升,验证了该方法在低温段温度测量的应用潜力。基于该方法对高速气流下粒子撞靶的温度变化规律进行定性分析。 相似文献
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本文论及了固体火箭发动机试车中喷管排出的燃气在空气中后燃烧过程的产物,温度和放热,对大气污染及防治的研究有意义. 相似文献
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为了有效提高火箭、导弹武器在高温环境下的热安全性,增强其战场生存能力,基于AP基推进剂的烤燃反应机理,建立了装填星形孔高氯酸铵/端羟基聚醚(AP/HTPE)复合固体推进剂的三维非稳态固体火箭发动机烤燃模型。针对慢速和快速两种不同的热载荷条件,分别采用3.6~10.8K/h的慢烤升温速率和1.45~1.95K/s的快速烤燃升温速率对固体火箭发动机进行多工况的烤燃数值模拟。结果表明:发动机着火延迟时间和升温速率呈负相关趋势。升温速率的变化对发动机着火温度无显著影响。在快速烤燃条件下,升温速率的不同使得发动机着火位置出现跳跃性变化。 相似文献
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详细介绍了磷光测温技术的物理机制、测量方法、常用材料及制备工艺,并从磷光材料及其制备工艺、温度测试方法及系统、发动机环境下信号传输方案三个层面梳理了磷光测温技术在航空发动机热端部件表面温度测试领域的发展历程和研究动态。通过对航空发动机热端部件磷光测温技术研究进展的全面分析,充分验证了磷光测温技术与待测面发射率无关,受复杂燃气组分吸收散射影响小,可测量半透明介质内部温度场的独特优势,凸显了磷光测温技术在航空发动机极端环境下热端部件瞬态温度场测试中的应用潜力,有望实现更高的测温范围和测试精度,支撑新一代航空发动机的精细化设计。 相似文献
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航天部四个固体火箭发动机试车规范的审定会于1985年11月30日至12月7日在桂林召开.会议由七○八所主持,有15个单位30多位代表参加了审定会.会上对《固体火箭发动机 相似文献