一种绿色无毒单组元微推力器性能试验研究

为了获得研制的一种基于绿色无毒ADN基推进剂的单组元0.2N微推力器性能,对其进行了试验研究。通过真空加热试验,获得微推力器的温启动加热性能;通过高空模拟热试车试验,获得微推力器稳态和脉冲工况下,微推力器的推力、温度分布等参数,考察微推力器的启动性能、稳态、脉冲工作稳定性,研究微推力器工作过程中推力室、前室和电磁阀温度变化规律,通过1000s长稳态点火试验,验证了微推力器长稳态工作的稳定性。结果表明,3W加热功率实现了微推力器200℃的温启动要求,微推力器完成了系列稳态、脉冲考核程序,工作过程中微推力器推力稳定,启动响应快,推力室温度最高达到1016℃。试验证明了研制的0.2N微推力器在完成结构微型化的同时,实现了微流量下推力器稳定工作,微推力器额定真空比冲大于200s,性能优良,200mN推力量级微推力器的成功研制,将进一步拓展ADN绿色无毒推进在微推进领域的应用。     

氢氧涡流燃烧推力器设计方案仿真研究

涡流燃烧冷壁液体火箭发动机具有燃烧室侧壁温度低的特点,在高空或空间氢氧推力器应用方面很有优势,但是喷管喉部高温限制了它的应用.本文对以气氢气氧为推进剂的涡流燃烧冷壁发动机的设计方案进行了仿真研究,指出涡流工质的选择是燃烧室设计的首要问题,应根据燃烧反应总包方程,以体积流量较大的推进剂作为涡流工质,而并非一定是氧化剂.氢...     

30cm离子推力器在轨环境下的工作点及热控措施研究

栅极间距变化是影响离子推力器在轨环境下从冷态条件正常点火启动的重要因素,同时也决定了离子推力器的在轨工作时机和热控实施策略。本文采用有限元仿真与地面热平衡试验验证相结合的方法,建立起30cm离子推力器有限元分析模型并进行了模型校验,之后对离子推力器在轨受太阳光照影响的栅极温度场分布和间距变化,以及推力器在5kW工况下的三个典型温度点所对应的栅极间距变化进行了仿真分析,最后考虑了主动热控干预对推力器最恶劣工作点的栅极间距变化影响。结果显示：纯太阳光照影响下的栅极组件存在周期性温度变化,栅极最大温差可达到100℃,栅间距缩小量在0.06mm~0.16mm范围内波动;在太阳光照基础上实施60W的主动热控后,栅极最大温差降低至60℃,栅间距缩小量波动范围则变为0~0.03mm;栅极最高温度点和最低温度点分别是推力器冷态启动最容易和最困难的两个工作时机点,两点所对应的启动后屏栅和加速栅最小间距分别为0.22mm和0.04mm;在10W、70W和120W的热控加热功率下,从最低温度点启动后的屏栅和加速栅最小间距分别为0.06mm、0.20mm和0.29mm;采取主动热控措施能够有效降低推力器工作过程中的栅极热形变位移峰值,且加热功率为120W即温控点温度为50℃的主动热控可以满足30cm离子推力器在轨冷态启动时的0.25mm安全栅极间距要求。     

应用气动谐振点火的氢氧小发动机试验

将气动谐振点火技术应用于小推力氢氧火箭发动机的设计,通过分析不同混合比下的比冲和燃气温度,确定了氢氧小发动机的总体参数,开展了在不同工况下点火器的单独试验,氢氧小发动机的全系统试验以及小发动机脉冲起动试验。研究结果表明,氢氧小发动机可以实现多次重复起动,结构完好,性能稳定,验证了应用气动谐振点火技术氢氧小发动机的可靠性及方案的可行性。     

新型空间站氢/氧变轨发动机研究

基于气动谐振点火技术的氢／氧变轨发动机是一项新型的液体火箭推进技术,尤其适用于空间站应用。通过氢氧推力室理论热力计算以及同轴氢氧谐振点火试验研究,采用了同轴氢氧谐振点火器加氧气补燃喷嘴的发动机头部结构方案。在同轴氢氧谐振点火器进行性能试验研究基础上,依次成功进行了发动机头部的谐振点火及氧气补燃试验。最后,成功完成了包括单脉冲、连续双脉冲及3．0S持续工作几种形式下的发动机地面试车试验,验证了发动机工作的可靠性及可行性。发送机起动时间达到0．2S以内。     

基于纳米铝热剂的MEMS固体微推力器点火实验研究

MEMS固体微推力器可以形成单元数量巨大的微推力器阵列,适合低成本微、纳卫星系统,是极具潜力的新型卫星推力器。为研究基于纳米铝热剂的MEMS推力器工作特性,开展了大气和真空点火实验。大气下的燃烧羽流与空气进一步燃烧,导致羽流的发光持续时间约数ms,远大于真空试验,过估了在真空条件下的推力器作用时间。真空试验获得了动态推力特征和有效工作时间(约250μs),估算推力器的冲量约55μN·s～80μN·s。羽流影响范围的直径约为30mm、流向约70mm,羽流颗粒的运动速度约132m/s。测试结果显示,底部点火先将推进剂挤出喷孔,而后在外部燃烧和爆炸。羽流形貌有两种特征:一种是剧烈爆炸,产生蘑菇云状气体产物;而另一种未产生气状产物。前者的冲量和有效工作时间大于后者。     

马赫数为4的超燃发动机碳氢燃料点火试验

在直连式脉冲燃烧风洞设备上,开展了模拟马赫数为4,总温为935K的超燃发动机碳氢燃料点火试验.试验利用了点火器加引导氢气、引导氢气自燃辅助点火、节流加引导氢气3种辅助点火方式成功实现了乙烯燃料的点火并维持了稳定燃烧.试验研究发现:利用氢气自燃辅助乙烯点火,氢气质量流量范围为0.43~12.61g/s,氢气质量流量过大不能成功点火;利用节流加引导氢气的辅助点火方式,节流量为10%~30%,氢气注油压力为5MPa能够可靠点火.最后研究了乙烯从凹槽上游和从凹槽底部注油的发动机贫油点火极限和富油工作极限,研究发现两者的贫油熄火极限相近,为当量比为0.077,而富油工作极限差别较大,当量比分别为0.327和0.471.      

低燃速贫氧推进剂燃气发生器点火起动影响因素研究

为了探索点火能量、燃速、级配及粒度、点火建压速率等因素对冲压发动机燃气发生器点火起动性能的影响,针对采用低燃速贫氧推进剂的燃气发生器点火起动的影响因素进行了研究,在地面直连式试车台上采用全尺寸燃气发生器进行了多次点火起动性能试验。试验结果表明:燃气发生器点火器点火药量提高20%,点火起动时间提高62.7%。低燃速贫氧推进剂燃速从2.3mm/s降低到1.6mm/s,点火起动时间降低43.6%,在低温-40℃条件下的点火起动时间为0.0895s。低燃速贫氧推进剂氧化剂AP平均粒径由193μm增大到201μm,燃气发生器点火起动时间降低36%。在低温-40℃条件下,喷口堵片优化后的点火起动时间为0.0879s,满足快速起动要求。采取措施解决了低燃速贫氧推进剂燃气发生器点火起动困难的问题。     

爆震波多管点火特性实验

为了研究液体火箭发动机爆震波多管点火的同步性能、多次点火重复性能以及点火火炬性能,组建了氢氧爆震波多管点火实验系统。采用氢气和氧气为工质,常温供气压力0.10.5 M Pa（表压）,混合比1.87.2,进行了多次实验。实验结果表明:爆震波点火技术可以在与液体火箭发动机贮箱压力相适应的较低的供气压力下获得高温（>1300℃）高压（>1 M Pa）爆震产物,并且具备良好的点火重复性能和多管点火同步性能,多次点火重复性时间差和多管点火同步性时间差均小于0.3 m s。爆震波多管点火技术适合用于多燃烧室液体火箭发动机的同步点火。      

碳氢燃料超燃冲压发动机点火技术试验

在超燃冲压发动机直联式试验中,对液体碳氢燃料超声速燃烧的点火技术进行了研究,比较了多种点火方式包括氢气引导火焰点火、火炬点火器、固体装药点火器以及电火花塞的点火效果,并成功实现了氢气引导火焰与火炬点火方式下煤油的可靠着火和持续稳定燃烧,煤油当量比范围约为0 87～1 72。在氢气引导火焰点火方式中,通过增加支板和改变氢气喷注位置,可将最小氢气当量比由0 34降为0 068。通过氢气引导火焰点火和火炬点火对比试验表明在相同的燃料喷注方式和当量比下,发动机工况基本与点火方式无关。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。