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涡轮流量计在火箭发动机试验中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
以涡轮流量计在液体火箭发动机试验中的应用为研究对象。针对液氧煤油发动机试验中流量测量数据出现的异常波动和较大的系统误差,从涡轮流量计的现场使用状态进行了分析。认为解决的方法是用分节式电容液面计对涡轮流量计进行真实介质的校验,校验的方法可通过液面计测得的体积流量反算出涡轮流量计的流量系数来实现。 相似文献
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凝胶推进剂是一种非牛顿粘弹性流体,具有粘度高、压力触变性等特点,在发动机实际试车中采用了科氏力质量流量计对凝胶推进剂在实际管路中的流量进行测量。西安航天计量测试研究所结合凝胶推进剂本身的压力触变特性,对凝胶流量计的校准进行了深入地研究。基于主动式活塞液体流量标准装置的结构,通过增设加压/泄压装置,加装在线密度计,设计了一套针对火箭发动机凝胶流量计的标准装置。该装置可以充分模拟凝胶流量计的实际使用工况,实现凝胶流量计的实流模拟校准,进而提高了瞬态流量的测量准确度。本套凝胶流量标准装置具有流量稳定、重复性好及测量范围大等特点,其质量流量测量范围为19.44~3 611 g/s,完全满足我国航天发动机在实际热试车和高空模拟试车中对凝胶推进剂质量流量测量的要求。 相似文献
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为提高液体火箭发动机试车水击压力测量的自动化程序,在充分研究参数特点和原方法的基础上,采用微机和高速采集器件组成数字化测量系统,并开发应用程序实现数据采集、处理、传感器校验以及检查等功能。大量系统试验和试车实测表明,系统水击压力测量不确定度为3%,时间测量精度达到0.02%,其性能满足试车的一般要求,能够承担水击压力和试车程序的测量任务。 相似文献
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《火箭推进》2018,(6)
针对试验系统夹气所产生的破坏,需要研究试验系统夹气对离心泵性能测量的影响,分别从扬程、效率、功率及汽蚀余量公式对离心泵性能的影响因素进行研究,根据理论公式和试验系统夹气带来的密度、流量等变化分析了夹气对离心泵测量性能的影响。在试验系统夹气情况下对流量计位于泵和调节阀之间与泵出口调节阀之后的影响进行了分析。试验结果表明,试验系统夹气会造成测量的离心泵扬程(用压力表示的扬程)和效率提高、功率降低、汽蚀余量增大;流量计位于离心泵和调节阀之间,试验系统夹气时,测量的扬程(用压力表示的扬程)、效率和功率都接近未夹气时的结果;流量计位于调节阀之后,试验系统夹气时测量的离心泵扬程(用压力表示的扬程)和效率都高于未夹气时的结果,功率降低。由于流量计位置对测量的影响,在设计试验系统时尽可能把流量计设置在离心泵与调节阀之间。 相似文献
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液氧平均流量测量研究 总被引:1,自引:1,他引:0
以液氧/煤油发动机试验中液氧平均流量测量为研究对象,主要介绍了其组成、测量原理及体积流量和质量流量的计算方法。采用分节式电容液面计测量液氧稳态平均流量,为准确测量低温推进剂流量开辟了一条新途径。为了减小涡轮流量计因水校后直接用于低温测量引起的系统误差,利用平均流量测量数据在原位进行校验。校验原理是根据质量守恒原理,以容器内测得的平均体积流量为基准,求出涡轮流量计在实用状态下的流量特性方程,由该方程提供液氧流量。 相似文献
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介绍了发动机试验水击压力测量的重要性,水击压力传感器进行现场校准方法研究的必要性.通过分析水击压力产生机理、水击压力传感器测量原理,以及对国内外动态校准系统比较分析,设计了水击压力传感器现场校准系统,提出水击压力传感器现场校准装置设计指标、工作方式,校准装置设计难点,同时介绍了现场校准系统的关键技术.并重点论述了水击压力传感器现场校准方法,对水击压力传感器现场试验数据和发动机试验数据进行了比对,分析了水击压力现场校准装置的设计可行性.最后利用校准装置进行了水击压力传感器现场校准试验,对现场校准数据进行计算分析,得到水击压力传感器灵敏度系数、系统校准曲线和上升时间等.还针对试验中水击压力测量干扰信号提出了抗干扰措施. 相似文献
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本文在实验基础上,总结出在一定的管径条件和雷诺数下,孔板流量计的流量系数公式。并用理论分析的方法得出在流量计用于热试车前校验时,校验介质(水)流量所应满足的条件。 相似文献
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本文介绍了大管道流量测量的方法,认为点流量测量的流量计采用基地型插入式切向涡轮流量计较好.文中导出了切向涡轮流量传感器的特性方程,对流量计设计做了重点说明.本文还提出提高点流量测量精度的方法以及使用中应注意的问题. 相似文献
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《宇航日刊》1986年1月6日报道:对采用金属基复合材料壳体的火箭发动机已进行了点火试验,试验是在大西洋研究公司卡姆登的实验室进行的。这标志着美国空军预研计划已进入一个重要阶段,这种复合材料壳体的采用可以大大减轻战术导弹的重量,增加射程和有效载荷。被试验的发动机燃烧了14秒,消耗了1600磅推进剂,这表明该发动机可以经受住导弹点火时所产生的温度、压力和振动的考验。该发动机的研制是飞行动力实验计划的一部分,LTV 公司从1981年就开始参与这项工作。这项计划包括设计、制造和试验三 相似文献
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《火箭推进》2015,(4)
液体火箭发动机试验推力测量的准确性对评价发动机性能意义重大。为减小1 200 k N液氧/煤油发动机地面试验时由于试验系统的原因对发动机推力测量准确性带来的影响和提高推力测量精度,针对1 200 k N液氧/煤油发动机试验台的推力测量系统,通过理论分析和试验验证的方法分析了泵前管道推力分离面上的2台波纹管的受力状态及波纹管在低温状态和受压状态下对推力测量的影响,获得了波纹管的竖向推力损失、低温与常温推力原位校准斜率修正系数、负推力修正系数等重要数据,并提出了波纹管安装固定要求,为修正1 200 k N液氧/煤油发动机推力测量数据、提高发动机推力测量准确性提供依据。 相似文献
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双组元离心式喷注器10 N发动机偏工况试验 总被引:1,自引:0,他引:1
根据国内外同类发动机研制经验,双组元10 N发动机在入口压力为0.8~2.2 MPa范围内,入口压力偏差会使发动机真空比冲、燃气温度等性能产生较大变化。为了获得双组元离心式喷注器10 N发动机在落压推进系统要求的入口压力范围内性能,通过采用小流量喷雾试验台和42 km高模试验台,对偏工况条件下的冷态性能及热试性能进行试验研究。试验结果表明:该发动机额定入口压力1.58 MPa时真空比冲为2881 N·s/kg;当入口压力在0.6~2.5 MPa变化时,对应真空推力从4.7 N增加到14 N,落压比为3;入口压力0.6 MPa时真空比冲为2600 N·s/kg,入口压力2.5 MPa时真空比冲为2956 N·s/kg;入口压力在0.6~2.5 MPa试验范围内,发动机燃烧室壁温均低于材料许用温度,表明发动机热设计优良,可满足双组元落压推进系统对姿控发动机的性能需求。 相似文献
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采用辐射冷却的铱一铼440N 推力轨道转移发动机,为增加比冲,提高燃烧室压力是最有希望的潜在途径。将燃烧室压力提高达3.5MPa(绝),不仅可以得到3283m/s 以上的比冲,而且可以显著降低发动机结构尺寸和重量。如果就利用现在使用的空间运载器上的贮籍,燃烧室压力提高到1.75MPa(绝)是切实可行的。如果把燃烧室压力提高到3,5MPa(绝),则只需增加一个用电力驱动的小型泵,便可以轻易地实现。推力室热试验采用四氧化二氮/肼,1.75MPa(绝)燃烧室压力试验采用铼材料推力室;3.5MPa(绝)燃烧室压力试验则采用铜材料推力室。在燃烧室压力为1.75MPa(绝),喷管面积比为300:1的条件下,实际比冲可以达到3263m/s。试验结果表明,铼燃烧室温度满足其长寿命极限要求,并且没有遇到稳定性,相容性和热的有关问题。 相似文献
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本文介绍了某型号末修姿控发动机上使用的一种正向卸荷减压阀,阐述了其工作原理、结构特点及设计方法,以及研制过程中出现的问题与解决措施,并对其静态特性及影响调节精度的各种主要因素进行了分析和试验研究。研制的正向卸荷减压阀采用了正向卸荷结构,解决了关键部位的密封问题,该阀调节精度高、稳定性好,常温下出口压力调节精度达到-1.1%~+3%,考虑高低温等各种环境条件下出口压力精度达到-1.6%~+5.4%,性能指标达到国内外同类产品先进水平,本研究成果已成功应用于某型号末修姿控发动机上,参加了各项地面大型试验及上天飞行试验的考核,对保证末修姿控发动机系统调节精度起到了重要作用。 相似文献