场发射电推力器的研究现状及其关键技术

与传统的化学推进相比,电推进具有高比冲、小推力、长寿命等特点,能够大幅节省推进剂、增加有效载荷质量,从而增加航天器在轨寿命,提高航天器的整体性能与收益,特别适合用于航天器的姿态控制、轨道转移和深空探测等任务。场发射电推力器是一种具有比冲高、推力冲量分辨率高、推力噪声低、功耗及成本低、结构紧凑等优点的电推力器,是重力梯度卫星的高精度阻力补偿、微纳卫星的姿态控制和轨道转移、星座编队飞行等任务最有前景的推进技术之一。简述了场发射电推力器的工作原理、结构和特点,重点分析了国内外场发射电推力器的研究现状以及关键技术。     

基于壁面射流理论的直通篦齿透气效应的修正

分析和归纳了几种直通篦齿泄漏量工程算法的特点,在自由射流理论Vermes算法的基础上考虑壁面效应即运用二维壁面射流理论推导了直通篦齿透气效应残余动能因子,并与Vermes算法和数值模拟计算结果进行了对比.结果表明:篦齿齿腔内的射流流动为典型的壁面射流扩散过程,主流流速分布具有自相似性;采用二维壁面射流理论计算得到残余动...     

齿间浅槽结构对直通篦齿封严特性影响的实验

在早期研究的结果上,提出了一种齿间浅槽结构的直通齿衬套,即在与篦齿齿腔正对的衬套上加工制成浅槽.这种齿间浅槽破坏了壁面射流附面层的轴向连续性,导致射流流经浅槽后向篦齿齿腔发生小角度偏转,这样能有效地降低直通篦齿的透气效应,进而降低泄漏量.实验结果表明,相比于传统的光滑衬套,浅槽泄漏系数显著降低,其中矩形浅槽下降15%,...     

六管气动阀PDE协调工作研究

为了得到六管气动阀脉冲爆震发动机(PDE)的协调工作,在共用进气道条件下,主要采用离子探针技术进行了试验研究,同时对爆震波激波后燃烧波的传播速度进行了定量测量,并用压力传感器进行了试验验证.研究结果表明:在单管频率f＝30Hz(总频率f＝90Hz)时,六管PDE能够协调、稳定的工作;采用局部蒸发器改善燃油蒸发后,爆震管...     

火箭发动机燃气射流驱动液柱降噪实验

为了研究单兵火箭燃气射流噪声抑制的方法,设计了液体水柱放置在尾管中,采用高速摄影系统观察了高温高压燃气驱动液体水柱在大气环境中的扩散过程,并对气液混合物射流噪声声压进行了测量,对比了有无液体水柱两种状态下射流的测试结果.实验结果表明,在尾管中放置液体水柱后,由于气液之间的相互作用,改变了燃气射流流场结构以及降低了射流特征参数.通过与无液体水柱的燃气射流对比,发现有液体水柱时整个测点区域的噪声声压级峰值均有较大幅度的降低,且地面对声波的反射也减弱,噪声声压级峰值随着测点偏离射流中心轴线角度的增大而逐渐减小.因此,放置液体水柱后起到了明显的降噪效果,在偏离角为45°位置声压级峰值降低了6.4dB,验证了此方案的可行性.      

子母弹不同舱段分离流场特性及运动特性研究

为研究子弹药在不同装配舱段下抛撒分离过程的干扰气动特性,以2层弹舱轴向排布子母弹系统为模型,基于有限体积法,结合非结构动网格技术,通过耦合求解任意拉格朗日欧拉(ALE)描述下的三维非定常可压缩N-S流体控制方程及六自由度刚体运动方程,对时序抛撒方式下子弹在不同舱段分离的三维非定常流场进行了数值模拟。得到了不同舱段下子母弹分离流场的干扰特性及子弹药气动参数变化曲线,分析了子弹分离过程的运动特性,揭示了子弹与母弹激波在不同分离阶段的相互作用过程。为进一步研究子母弹分离干扰流场机理提供了依据。     

组件组合方式对两相PDE总压损失和峰值压力影响

为了提高脉冲爆震发动机(PDE)的综合性能,在冷态条件下研究了螺旋钝体组件和扰流片钝体组件的总压损失,同时研究了它们在不同工作频率下的爆震波压力,将两者结合起来进行比较,确定相应组件的损失是有效总压损失还是无效总压损失。研究表明:激波反射器能反射、会聚强激波,增加爆震波峰值压力,因此它的总压损失大部分为有效损失;对于两相混气,平面火焰发生器和中心锥的总压损失基本为无效损失;总体上讲,螺旋钝体组件优于扰流片钝体组件。