固体火箭发动机长尾喷管烧蚀实验研究

通过研究长尾喷管烧蚀机理,建立了一套模拟长尾喷管烧蚀的实验方法,设计了研究长尾喷管发动机烧蚀性能的实验装置,并进行了正常状态和过载状态下的长尾喷管烧蚀实验,同时获得了烧蚀实验数据及烧蚀形貌。通过建立的数值计算模型,开展了对长尾喷管烧蚀的数值计算研究。将实验结果与数值模拟结果进行了对比分析,两者在一定程度上吻合较好,从一个侧面验证了数值模拟的有效性。     

战术导弹固体火箭发动机补偿垫点火冲击动态过程的实验研究

补偿垫是自由装填式固体火箭发动机(SRM)中的一个重要部件。基于X射线实时荧屏分析系统(RTR),对战术导弹固体火箭发动机内补偿垫在点火冲击作用下的动态运动过程进行了实时监测,利用MATLAB软件对截取的连续图像进行了增强、滤波处理,并提取边界,获得补偿垫压缩及反弹过程。结果表明,补偿垫最大压缩量达到42.2%,平均压缩速率为514.9 mm/s,平均反弹速率为44.4 mm/s;压缩量在37.0%~42.2%之间存在一个临界值,大于临界值时,补偿垫弹性模量急剧升高。研究结果可为药柱及包覆层的力学性能设计提供参考。     

固体火箭发动机燃烧室凝相颗粒燃烧特性分析

进行了燃烧室收敛段沿径向不同部位的颗粒收集实验,并利用马尔文激光粒度分析仪、扫描电镜、X射线能谱仪和X射线衍射仪对凝相颗粒进行了分析。研究结果表明,在6.8~7.5 MPa下,含铝量17%的HTPB推进剂燃烧产物粒径分布范围在0.27~300μm之间;燃烧室收敛段中心区域凝相颗粒平均粒径比壁面附近区域的小;大多数凝相颗粒为表面光滑、外形规则的实心球体,在燃烧过程中粒径超过40μm的大颗粒易发生开裂破碎等外形变化;在本实验条件下,仍有单质铝存在,铝颗粒的燃烧效率随着压强的升高而增大。     

高精度激光陀螺仪温度补偿模型研究

在实际工程中,高精度激光陀螺仪的输出零偏会随着温度变化发生漂移,限制了其应用。为了降低和补偿温度对陀螺零偏的影响,提高陀螺应用性能,降低装备成本,从探究温度对输出零偏的影响因素出发,建立了一种考虑多影响因素的温度补偿模型,并设计了相应的温度试验。试验结果表明,高精度机抖激光陀螺的零偏和温度、温变速率、温度梯度具有较好的相关性和重复性,该温度补偿模型补偿效果显著,可基本消除零偏随温度变化的趋势,有效降低武器装备对零部件的要求,能够降低应用成本,具有很强的实用价值。     

宽频带遥测自跟踪馈源

介绍一种五单元十字交叉振子宽频带双工馈源。该馈源跟踪带宽扩至300MHz,馈源照射器在发射与跟踪两个频段内驻波比小于1.6,馈源差波束零深大于30dB,交叉耦合度小于25%。文中就该馈源的照射单元与馈电网络的设计作介绍,同时给出测试结果。     

涡轮问燃烧室贫油熄火特性的试验研究

以应用于某涡轴发动机的涡轮级间燃烧室为研究背景,设计并加工多方案3头部涡轮级间燃烧室试验件,试验研究了主流马赫数、主流温度、凹腔深宽比和凹腔后体高度变化对其贫油熄火性能的影响。试验结果表明：贫油熄火余气系数随主流马赫数的增大而减小,随主流温度的升高而增大,但主流温度的变化不如主流马赫数变化对贫油熄火性能的影响大;后体进气量的增加对提高贫油熄火性能有利;凹腔深宽比和凹腔后体高度的变化对贫油熄火性能有一定影响;深宽比为0．8、后体高度为30mm且在后体开槽的试验件的贫油熄火性能最好。     

喉衬材料抗热震性能缩比考核试验方法

发动机研制中需对喉衬材料抗热震性能进行考核,发展了一种用小型固体发动机模拟全尺寸发动机热载荷对喉衬材料抗热震性能进行考核的缩比试验方法.通过保证推进剂、燃烧室压强、点火升压速率和喉衬型面等参数与全尺寸发动机接近,来保证热载荷的相似,同时适当兼顾喉衬应力的状态.采用该方法较好地再现了某型发动机出现的喉衬组件断裂飞出的故障...     

聚集状态下燃烧室凝相粒子粒度特性实验

设计了具有收敛段的粒子发生装置,采用密闭收集水罐,针对HTPB推进剂开展实验,有效完整地收集到了聚集状态下的凝相粒子。采用扫描电镜和粒度分析仪对收集的粒子进行了分析。结果表明,聚集状态下颗粒间碰撞聚合非常严重,大颗粒一般由多个颗粒聚合而成。碰撞聚合条件下凝相粒子的粒度分布范围比较宽,颗粒分布峰值粒度在9～13μm之间,比非聚集状态下的主峰粒度大很多。研究结果可为两相流数值计算、发动机工作过程分析提供基础数据。     

RTR系统测试精度的改进

对目前使用的ＲＴＲ系统中存在的问题进行了分析,指出影响ＲＴＲ系统测试精度的主要原因是高速运动分析仪的图像分辨率太低及Ｘ射线系统本身造成的系统误差。总结了提高ＲＴＲ系统测试精度的措施,包括提高变压器的稳压性能,改进实验器设计水平,提高试车台架的刚性以及运用图像处理技术等,将这些改进措施应用于ＳＲＭ燃烧室凝相粒子运动规律的实验研究,取得了比较明显的效果。     

潜入喷管背壁区熔渣溢流沉积实验研究

利用X射线诊断系统，观察了固体火箭发动机热试车条件下潜入喷管壁区熔渣粒子的溢流过程。得到了实验条件下的潜入喷管背壁区熔渣生成沉积数据和图像，分析探讨了喷管潜入深度、喷管部面积对背壁熔渣生成和溢流过程的影响，为发动机的设计提供了实验依据。