YTQ-7氧气调节器性能参数调整分析与实验验证

情况下，实验数据通过对YTQ-7氧气调节器供氧浓度调节原理的分析，说明调整氧浓度调节机构后．在高空输入富氧可以达到输入纯氧时的供氧浓度要求。经测试并对比分析YTQ-7氧气调节器调整前后供氧性能参数验证调整后的氧气调节器供氧性能能够满足不同高度下供氧浓度生理学要求。     

我国大推力补燃氢氧发动机研究进展

氢氧火箭发动机因具有很高的性能,在国内外运载火箭中得到了广泛应用。为了更好地开展深空探测,必须研制大推力氢氧火箭发动机。本文综合分析了国内外氢氧发动机的发展历史和现状,简要介绍了我国220 t补燃循环氢氧发动机方案和关键技术研制进展,该技术方案先进。通过开展试验件冷态试验和缩尺组件热试验等,研究了核心部组件的关键技术和方案选型。开展全尺寸预燃室热试验等分系统热试验,研究组件级技术,初步突破了部分关键技术。建议加快开展大推力氢氧发动机工程研制,促进我国航天推进技术发展。     

高频输氧技术中的气体输运机理

本文介绍了高频输氧技术中气体输运机理的实验研究结果。用气管-支气管-肺模型来模拟人体呼吸系统,用热线和激光测速技术测量该模型内的气流。结果表明,整流效应和湍流扩散具有关键作用。     

Operation of a Rotary-valved Pulse Detonation Rocket Engine Utilizing Liquid-kerosene and Oxygen

The pulse detonation rocket engine (PDRE) requires periodic supply of oxidizer, fuel and purge gas. A rotary-valve assembly is fabricated to control the periodic supply in this research. Oxygen and liquid aviation kerosene are used as oxidizer and fuel respectively. An ordinary automobile spark plug, with ignition energy as low as 50 mJ, is used to initiate combustion. Steady operation of the PDRE is achieved with operating frequency ranging from 1 Hz to 10 Hz. Experimentally measured pressure is lower than theoretical value by 13% at 1 Hz and 37% at 10 Hz, and there also exists a velocity deficit at different operating frequencies. Both of these two phenomena are believed mainly due to droplet size which depends on atomization and vaporiza-tion of liquid fuel.     

压力和速度对氧化锆分析仪测量值的影响

使用氧化锆分析仪测量气体中氧浓度时发现,压力和速度可能对测量值有影响。本文组建实验系统并进行实验研究,用氧气和空气混合制成高氧气浓度气体,用氧气和二氧化碳混合制成低氧气浓度气体,分别研究了压力和速度对不同氧气浓度下氧化锆分析仪测量值的影响。结果表明,氧化锆分析仪在直接插入式安装时,存在最大使用压力;在最大使用压力以下测量时,气体压力对测量值无影响。压力超过最大使用压力时,高氧气浓度下,随着压力升高,测量值减小;低氧气浓度下,随着压力升高,测量值增加。气流速度对分析仪的测量值无影响。     

开式和闭式环境下燃油地面预洗涤比较分析

基于氧氮质量守恒关系．建立了开放式油罐与闭式增压式油罐洗涤过程的数学模型,并采用微元计算方法对其进行求解．得到油罐气相和燃油中氧气浓度随时间的变化关系。计算结果显示．提高洗涤效率对降低两种洗涤方式下燃油中的氧浓度均是有利的;对于闭式油罐洗涤．提高阀门设置值可使燃油中的氧浓度达到较低的水平,且波动较小。通过比较,闭式系统...     

Ground-based Investigations of Atomic Oxygen Erosion Behaviors of Silver and Ion-implanted Silver

Silver foils and ion-implanted silver foils exposed to atomic oxygen (AO) generated in a ground simulation facility were investi-gated by the quartz crystal microbalance (QCM), the scanning electron microscopy (SEM) and the X-ray photoelectron spectroscopy (XPS). The experimental results show the presence of Ag2O and AgO in an oxidation process of the silver foil having exposure to AO. As soon as silver comes under the bombardment of atomic oxygen, the oxidation process starts with a thick film forming on the silver surface. Because of the development of stresses, the oxide layer gets cracked and spalled, which leads to appearance of a new silver surface intensifying further oxidation. At last, AgO begins to form on the outer surface of the oxide film. The analytical results of the XPS and the AES attest to formation of a continuous high-quality protective oxide-based layer on the surface of ion-implanted silver films after exposure to AO. This layer can well protect materials in question from erosion.     

多级旋流预燃区补氧对常压点火特性的影响

在常温常压进口条件下开展点火试验,研究对象为多级旋流空气雾化喷嘴模型燃烧室,在火焰筒压降为1%~6%工况下分别采用20J和12J点火能量的电火花点火器进行点火试验,控制预燃区补氧空气流量比在0~0.04范围内,研究了多级旋流空气雾化喷嘴的点火油气比变化规律.结果表明:在点火油气比足够小的情况下,预燃区补氧流量越高,临界进口速度越大;在相同点火能量和火焰筒压降下,预燃区补氧空气流量比越高,点火油气比越小;随着预燃区补氧空气流量比增大到一个阈值(20J点火能量时为0.01,12J点火能量时为0.015),点火油气比曲线的发展趋势将发生变化;当预燃区补氧空气流量比继续增大到另一个关键阈值(20J点火能量时为0.025,12J点火能量时为0.03),点火油气比不再发生明显改变.     

运载火箭低温输送系统间歇泉特性及抑制方案探究

为研究重型运载火箭液氧管道中的间歇泉现象并设计有效的抑制方法，调研分析了不同领域中间歇泉的研究现状及低温领域间歇泉的特点。揭示了低温推进剂管道中间歇泉的动态特性和产生机理，提出了重型运载火箭间歇泉抑制方法。研究表明：1)低温领域发生间歇泉的管道结构参数、热流输入方式、液体性质与其他领域相比有较大不同；2)减压沸腾是间歇泉产生的主要原因，弹状气泡不是低温管道中产生间歇泉的必要条件；3)间歇泉过程中会出现剧烈的压力降低和突增现象，在恶劣工况下压力波动可达兆帕量级；4)根据重型火箭的管路布局方式，可选择氦气注入或者外界热流引起循环流动的方法来抑制间歇泉。     

不同类型惰气对飞机燃油箱可燃性影响理论研究

以低温可控耗氧型催化惰化技术为背景,采用微元计算法,建立了使用混合惰气的油箱气相空间平衡氧浓度数学模型。在考虑燃油温度、载油率、气体组分等因素的情况下,通过模型计算了平衡氧浓度随高度的变化关系,同时与使用富氮气体的油箱进行了对比。研究结果表明:在地面采用混合惰气惰化油箱后,平衡氧浓度随着飞行高度增加而降低,而采用富氮气体惰化的油箱则完全相反。油箱载油率越大,气相空间氧浓度变化幅度越大。燃油温度增加,对采用混合惰气的油箱不利,但是对采用富氮气体的油箱有利。总体而言,使用混合惰气惰化油箱可有效抑制油箱气相空间可燃性随飞行高度而增加的不利趋势,该研究结果可为混合惰气地面惰化和预洗涤技术提供理论基础。