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运载火箭柔性防热材料隔热性能的试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为获知运载火箭二级飞行段尾舱用柔性热防护材料的隔热性能,设计了热真空试验方案,采用石英灯加热器模拟辐射热源,在真空罐内开展了辐射热环境下材料隔热性能的试验研究,得到防热材料内外表层温度测点在20 kW/m2热流下保持800 s时间的试验数据;分析不同材料(组合)的隔热性能及其差异产生的原因,给出辐射热环境下热防护结构的选材建议。在本试验工况下,2层玻璃纤维带+2层硅橡胶布+2层镀铝薄膜的组合可使其内部温度降低到192℃,低于电缆正常工作上限(200℃),满足防热要求。试验结果可为今后的运载火箭在大气层飞行段内的防热设计提供参考。 相似文献
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本文提出了在没有任何掩蔽剂存在的条件下,采用AA6200型原子吸收火焰法直接测定四车间电镀糟液(镀镉,镀铬,碱性锌)中铜、铁杂质离子的方法。该方法快捷简便,准确可靠,能够满足生产及科研需要。 相似文献
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变结构燃烧室是提高宽范围工作火箭基组合循环(Rocket-Based Combined-Cycle,RBCC)发动机性能的有效途径之一,本文旨在通过全流道三维数值模拟的方法研究变结构RBCC发动机在低来流马赫数条件下燃烧室与进排气匹配状况,以及研究采用变结构燃烧室进行亚燃模态可靠燃烧组织的可行性。针对Ma3来流,研究了火箭冲压和纯冲压燃烧模式下的发动机性能,并实现了燃烧室工作模式的转变。通过本文的研究工作得到以下结论:(1)在火箭冲压工作模式下,一次火箭小流量工作能够提高二次燃料的燃烧效率,冲压燃烧室比冲性能较优,燃烧室与进排气能够匹配工作。(2)燃烧室工作在火箭冲压模式时,采用燃料支板集中喷注燃料的性能优于隔离段和燃料支板分散喷注时性能;发动机工作在纯冲压模式时,燃烧效率将会下降,并且发动机冲压比冲比火箭冲压工作模式下降10.2%,全流道比冲则上升14.5%。 相似文献
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为提高发动机在宽马赫域下的工作性能,针对中心支板式火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC),开展了变几何进气道方案设计,通过数值模拟研究了喉道高度调节方案中进气道的流场特征,进一步分析了喉道高度调节方案和唇口位置-喉道高度协同调节方案在性能上的区别,并分析了唇口位置调节对变几何进气道起动性的影响。研究结果表明:喉道调节方案在兼顾亚燃、超燃模态性能需要的同时,能保证进气道在Ma_∞=2.4前顺利起动;而喉道-唇口调节方案能进一步降低进气道起动马赫数,使进气道在Ma_∞=1.6前起动,同时能减少进气道的总压损失,并能提高进气道在部分非设计点下的流量系数。相比于喉道调节方案,喉道-唇口调节方案在Ma_∞=3,4,5下的流量系数分别提高了15.1%,40.3%和15.9%。 相似文献
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为获得喷注规律对RBCC工作特性的影响,开展Ma_∞=3~6条件下火箭冲压组合发动机亚燃模态的全流道一体化数值分析,比较了不同来流条件下燃烧组织方式与进排气之间的匹配关系。研究发现,随着飞行马赫数的增加,隔离段压比提高,需相应调整燃料喷注位置和当量比,前移主释热区,最大化利用预燃激波串的匹配特性;在低马赫数下,则需将释热区转移至燃烧室后部扩张比较大区域,扩展流道后部压力范围,最大化利用热力壅塞的匹配特性,在不同马赫数下,通过分布式释热的方法实现宽裕较优工作。除此以外,关闭火箭也可以使得预燃激波串后移,改善进气道工作状态,发动机平均比冲性能提高10%以上,此时可以适当增加燃烧室前部喷油量,以保证低马赫数下整体的推力性能。 相似文献
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SDH光传输设备误码问题分析 总被引:1,自引:0,他引:1
误码问题是传输设备维护中经常碰到的问题。虽然有时小误码问题并不会对传送业务造成明显影响,如语音等业务。但当出现误码时,说明传输系统中局部已经出现性能劣化,需要尽快处理,否则有可能发展成为业务中断重大事故。论文首先介绍一些SDH光传输设备误码原理方面的知识,特别是详细介绍了误码性能检测的机理,然后结合长期的SDH光传输设备的日常维护经验,讲述SDH光传输设备误码问题的处理思路和方法。 相似文献
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