环管燃烧室火焰筒空气流量试验

为确保环管型燃烧室火焰筒流量分布的均匀性,要求单台火焰筒流量相对偏差δ位于±1.5%之内。采用模拟压比法与相似理论,建立了火焰筒空气流量特性对比试验的数学模型,并对数据处理模型的误差传递进行分析,得出现有模型存在一个不能对火焰筒真实特性进行判定的区间,火焰筒入口空气压力偏差Δp_1是引起δ误差的关键因素。为此,设计了一种基于两级扩散、整流集气装置的空气流量试验系统,并对一组16台火焰筒试验件进行了入口压力p_1为20 kPa,40 kPa,60 kPa及80 kPa下的空气流量试验研究。数据显示火焰筒入口压力偏差小于±0.05 kPa,入口压力脉动相对值小于0.25%,产品特性参数C值的相对误差不大于±0.01%,可以实现对火焰筒流量特性一致性的判定。     

一种新型高效容错体系结构的研究与实现

由于辐射而在电路的时序逻辑部分和组合逻辑部分产生的逻辑软错误已经逐渐成为阻碍系统可靠性和稳定性的主要威胁。提出了一种结合了基于主／g．1atch设计和改进的时间冗余策略两种技术的容错体系结构，通过ISCAS’89测试基准电路进行验证并对实验结果的分析发现，该容错体系结构获得了很高的容错性能。     

接受孔角度对预旋系统流动特性影响的数值研究

为研究接受孔对预旋系统流动特性的影响,基于简化的三维模型,对接受孔角度为0°~60°的预旋系统进行了稳态数值模拟。结果表明,当气流周向速度高于接受孔旋转速度时,随着接受孔角度的增加,接受孔处的漩涡逐渐消失,有效流通面积增加。当气流周向速度低于接受孔旋转速度时,随着接受孔角度的增加,产生的漩涡逐渐变大,接受孔对气流的导向作用加强。随着接受孔角度的增加,接受孔附近气流的静温以及静压均减小,预旋系统无量纲质量流量和温降系数均增大,预旋系统总压损失系数呈微弱的上升趋势。接受孔角度从0°增至60°时,预旋系统温降系数增大了22.7%,总压损失系数增大了1.31%。     

航天推进剂废气废液燃烧处理实验

针对航天生产试验现场有毒推进剂废气废液的无害化处理,设计了一种火箭煤油/空气燃烧处理装置,通过富燃/富氧高温燃气处理硝基类氧化剂/肼类燃料的废气废液。基于该燃烧处理装置,分别进行了燃烧器性能调试以及N_2O_4与甲基肼的废气与废液处理实验。实验结果表明,燃烧装置在两种基本工作模态下,燃气温度小于1 200℃,燃烧高效、稳定;N_2O_4在处理流量0～20 g/s时,排放物中NO_x浓度最高为25 ppm,燃气温度小于1 200℃;在甲基肼处理流量6 g/s时,排放物中VOC浓度小于0.05 ppm,NO_x浓度小于2.0 ppm,其中燃气最高温度随甲基肼流量增加不断增大,最高达1 300℃。该燃烧处理装置可实现对有毒航天推进剂高效、彻底的处理,废气排放符合相关标准要求。     

基于旋转阀的脉冲爆震火箭发动机实验

针对现有条件下电磁阀高频与大流量不可兼得的矛盾,设计了一种凸轮式旋转阀,以此来控制脉冲爆震火箭发动机氧化剂、燃料和隔离气体的间歇式供给.基于该旋转阀,以汽油和富氧空气为推进剂,进行了不同频率下的实验.实验结果表明,推进剂和隔离气供给压力与点火相位直接影响到能否稳定起爆.随着频率的增加,在1～ 10 Hz范围内,降低隔离氮气压力、调整点火相位可实现发动机的稳定工作;10Hz以上时,仅需要提高油气的供给压力.基于该旋转阀控制技术,脉冲爆震火箭发动机实现了工作频率30 Hz的稳定工作.     

自燃推进剂旋转爆震燃烧实验研究

为了拓展旋转爆震燃烧方式在液体火箭发动机领域的应用范围,以一甲基肼为燃料,四氧化二氮为氧化剂,在圆环形燃烧室中组织旋转爆震燃烧。燃烧室内径为30mm,外径为60mm,采用了24对撞击式喷嘴,氧化剂喷孔0.4mm,燃料喷孔0.3mm。用稳态压力传感器和高频动态压力传感器记录供应及燃烧状态。实验中发现:自燃推进剂能够发生旋转爆震燃烧,频率达到7340Hz,爆震波峰值压力达到0.6MPa,爆震波速度达到1384m/s;爆震波引起的压力震荡可向上游喷注器传播;由于自燃推进剂为液/液反应,着火延迟时间约为10ms,在本燃烧室中该时间大于爆震波旋转一周所需的时间,因而爆震波到达时仍有较多的可燃混合物能够参与爆震燃烧;自燃推进剂发生旋转爆震燃烧需要足够大的流量密度,本实验中最小为103.7kg/(s?m2);自燃推进剂在富燃条件下更容易发生旋转爆震燃烧。实验结果表明在火箭的姿态控制发动机上应用旋转爆震燃烧具有一定的可行性。     

导流叶片宽度对预旋系统性能影响的数值研究法

为研究导流叶片结构尺寸对盘腔预旋性能的影响,采用RNG k-ε模型对导流叶片无量纲宽度为0、0.1、0.2、0.4、0.6、0.8和1.0的预旋系统在不同旋转雷诺数工况下进行了数值研究.结果表明:导流叶片能够提高喷嘴压比和温降系数,旋转雷诺数越大,提高的幅度越大;旋转雷诺数较大时,喷嘴压比和温降系数随导流叶片无量纲宽度增大而增大,无量纲宽度超过0.6后,趋于平稳.当导流叶片无量纲宽度在0~0.2范围内,总压损失系数随导流叶片无量纲宽度的增大而增大;当导流叶片无量纲宽度大于0.2时,总压损失系数随导流叶片无量纲宽度的增大基本不发生变化.