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离心喷嘴液膜厚度是影响喷嘴喷注雾化效果的主要参数之一。对不同背压环境下收口型离心喷嘴内液膜厚度的影响进行了研究。通过搭建反压喷注系统,利用电导法对收口型离心喷嘴液膜厚度进行测量,采用陶瓷针规对获得的电压值标定从而得到液膜厚度值,所得液膜厚度不确定度为0.017 mm。通过高压舱为喷嘴提供喷注环境,测量不同喷注压降和反压下的液膜厚度,从而得出结论:随着喷注压降的升高,离心喷嘴液膜厚度呈变薄趋势;反压的增加会导致气体密度的增加,使离心喷嘴内空气涡与液膜界面摩擦作用加剧,导致了液体速度下降,在相同质量流率的情况下,促使液膜厚度变大。将实验所得常压环境下的液膜厚度值与经验公式估算值比较,验证了测量结果的准确性;通过在现有液膜厚度理论公式的基础上引入反压项,提出一个全新的液膜厚度经验公式。 相似文献
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反压条件下Y型喷嘴的变工况试验 总被引:1,自引:0,他引:1
针对燃烧室的变工况需求,利用反压试验系统开展了Y型喷嘴变工况试验,获得了喷嘴在不同反压环境下的喷注刚性、平均流速及雾化质量.试验结果表明,在常压环境中,Y型喷嘴通过掺混气体的方式显著改善了低工况下的喷注刚性和雾化效果,喷嘴具有较宽的工况调节范围;在反压环境中,随着反压升高,掺混气体对提高低工况下喷嘴喷注刚性的作用减弱,然而受掺混气体的影响,喷嘴的平均流速和雾化质量明显改善,并且在不同流量工况下获得了良好的一致性.在模拟燃烧室工作时,Y型喷嘴在较宽的流量调节范围内都具有良好的喷注刚性和雾化质量,其有效的流量调节范围远大于直流喷嘴. 相似文献
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航天器装配定位机构是重要的技术改造项目之一,用于舱段精密对接与分解,其通过与空间定位系统、自动起吊装置的配合,实现舱段对接与分解过程的量化识别与自动控制。该机构主要设计有质心捕获、自动调平和旋转等功能,为舱段对接与分解提供基础支撑平台、航天器空间姿态调整和相关数据支持。文章阐述了航天器装配定位机构原理,并对其主要功能的实现方法进行了设计。 相似文献
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建立了一种多舱段载人航天器空气环境控制系统性能集成仿真分析模型,包括舱体模块、乘员模块、舱压控制模块、温湿度控制模块和CO2净化模块,并对两舱段载人航天器空气环境控制系统性能进行了计算分析。结果表明,舱间通风传热能力较差,造成组合体温湿度水平超出指标范围,而舱间通风传质能力较强,可实现氧分压水平和CO2分压水平的集中控制。提出了一种控制系统改进方案,在非主控舱段增设控温系统改善组合体空气温度水平,仿真结果表明,控制系统改进后组合体各空气环境参数均满足设计要求。该工作有助于加快载人航天器空气环境控制系统的设计和改进流程。 相似文献
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为开展机舱失压环境效应研究,针对大口径泄压通道,设计一种新型的机械式瞬间泄压装置,并进行相关机构运动学、动力学建模研究。该泄压装置主要由弹簧储能机构、连杆式舱门压紧机构、基于SEA(Series Elastic Actuator)的舱门锁紧/释放机构和基于惯性飞轮的电磁式缓冲机构组成,具有操控简单、可靠性高、可重复使用、试验效率高的特点。最终设计的瞬间泄压机构面向DN750泄压通道,舱门从0°开启到90°用时约280 ms。本研究将为今后研发面向大口径泄压通道的瞬间泄压机构,并应用于大型快速泄压环境效应试验装置建设提供参考。 相似文献
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典型杆状构架式展开机构 总被引:3,自引:0,他引:3
阐述了空间杆状构架展开机构中盘压杆和铰接杆两种类型装置的构成和工作原理。介绍了盘杆机构中盘压杆、支撑盘、贮存筒、锁定释放装置、展开控制、套筒展开装置、铰链、对角件和驱动装置等主要构件。讨论了杆状展开机构的主要参数确定原则和关键设计技术。最后给出了国外的部分应用实例。 相似文献
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KM6水平舱舱门是为“人-船-服”热真空联合试验的任务要求而定的,是KM6水平舱人员进出舱内的重要通道。在KM6水平舱各舱体上设置相应的气压平衡装置,以使方形舱门能在真空条件下转动或平动开闭。舱门为方形转动或平动舱门,门轴装置采用双轴铰链机构,开启灵活,联动锁紧机构可靠,使得舱门法兰结构形成可靠的真空自位密封。结果表明:该舱门系统经受了KM6水平舱联合调试和“SZ-6神舟六号”飞船轨道舱泄复压试验的考验,各项技术指标均满足要求,实现了真空条件下的快速开启和有效的自位密封,达到了研制目的。 相似文献
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RBCC推进系统主火箭发动机气氧/煤油推力室研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为满足RBCC推进系统主火箭发动机对气氧/煤油推力室的要求,对其进行了高燃烧室压力和温度、大范围变工况工作研究。气氧/煤油推力室喷注器采用中心区气液双组元内混式喷嘴和边区直流喷嘴结合结构,身部采用夹层冷却结构。通过对推力室气氧/煤油推进剂的点火及雾化混合技术、推力室喷注器及身部冷却设计技术、推力室的点火启动、稳态工作等关键技术的研究表明,推力室在室压3MPa、5MPa工况下可稳定燃烧。额定推力650N的气氧/煤油推力室方案可靠、点火工作正常,可以满足大范围变工况稳定工作要求。 相似文献
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燃烧室压力振荡对喷嘴出口流量振荡影响分析 总被引:3,自引:0,他引:3
从理论上分析了燃烧室压力振荡引起喷嘴出口流量振荡的振荡传递.推导了振荡传递过程的传递函数。讨论带有各种喷嘴的燃烧室的动态特性,计算了燃烧室压强、喷嘴压降、喷嘴类型及结构尺寸对燃烧室压力振荡引起喷嘴出口流量振荡的影响.得到了喷嘴在此传递过程中的影响规律。 相似文献
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液氧煤油补燃发动机喷注器高频燃烧不稳定性的试验研究 总被引:6,自引:0,他引:6
针对液氧煤油高压补燃循环发动机高频燃烧不稳定性这一突出问题,建立了喷注单元的低压高频燃烧不稳定性模拟试验系统,使用气气推进剂。利用相似准则设计了缩比燃烧室,研究了全尺寸气液同轴式喷注器的结构尺寸和工作参数对燃烧稳定性的影响。结果表明,激发高频燃烧不稳定性时火焰变短,燃烧室压力出现大幅振荡并伴随啸叫;喷注器缩进室长度对燃烧稳定性裕量有很大影响并存在相对最佳值。试验结果可以指导发动机燃烧室的燃烧稳定性设计和评估,在发动机研制初期筛选燃烧稳定性相对最好的喷注器结构。 相似文献
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600N单组元推力室的研制 总被引:2,自引:0,他引:2
600N单组元推力室使用DT-3推进剂,催化床床载率高达6g/cm2·s,头部采用两组环形分布的喷注扩散器并进行了模块化设计,身部采用了隔热装置,推力室具有结构紧凑、工艺简单、重量轻等特点。热试车结果表明,推力室起动迅速、平稳,性能可靠。 相似文献
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概述了“神舟”号载人飞船2500N轨控发动机研制的主要组件和相关试验的结果。介绍了研制试验情况,喷注器方案、燃烧稳定性、喷注器热相容性和推力室内冷却等关键技术,以及为满足载人航天高可靠性、高安全性要求而采取的可靠性措施。 相似文献