慢波结构冷测系统的研制

文章选择行波法和非谐振微扰法分别作为色散和耦合阻抗的测量方法，并在此基础上搭建了冷测系统。对两种不同类型的慢波结构样品进行了冷测验证，测试结果与仿真结果的平均相对误差小于5％。     

热吹风条件下带声腔燃烧室阻尼特性研究

为了获得热吹风条件下某带声腔燃烧室的阻尼特性,研究了声腔、流动介质、温度及激励源位置等因素对声波传递及衰减的影响,并对比了冷态(无流动)条件下模拟燃烧室的实验和计算压力-时间曲线。结果表明:声腔的加入,使燃烧室的声学振型发生了频移,相应振型幅值减小;冷态(无流动)条件下激发的振型更多,冷态(无流动)条件下与热吹风条件下测得的声腔加入对1L和1T振型的影响规律一致,冷态(无流动)条件下模拟燃烧室压力-时间曲线的实验结果和计算结果趋势一致。验证了数值计算模型的正确性和冷态声学模拟可作为研究燃烧室声振荡的有效手段。     

固体火箭发动机反向喷管推力终止过程的压力冲击问题

本文介绍一种冷模拟实验,实验表明,突然打开固体发动机反向喷管后,燃烧室中可能出现强烈的压力冲击,这种压力冲击来自喷管喉部节流和形成准稳态流动之前的非定常过程,本文对这一效应做了估算,用特征线法及激波拟合法进行了一维非定常流动的数值分析,预估的压力—时间关系与实验结果相当一致。     

固体火箭发动机推力终止过程的数值分析

本文指出,在大、中型固体火箭发动机的推力终止过程中,打开反向喷管(或辅助排气孔)必定导致产生一系列强度相当大的压力脉冲,而现有的理论分析均不能预估和解释这一现象。本文提供了一组冷模拟实验结果,讨论了产生压力脉冲的原因,提出了估算其强度的方法,并且应用特征线法和激波拟合法进行一维非定常流动的数值计算,发展了一种能够同时预估压力脉冲强度的内弹道计算程序。预估结果与实验曲线吻合良好。     

低温点火条件下药柱结构完整性分析与试验

固体发动机在低温点火条件下,药柱承受低温和压力载荷的联合作用,结构完整性受到严峻考验,极易发生故障。基于三维粘弹性有限元法,采用MSC. Patran/Marc有限元软件,分析了某模拟发动机药柱在低温和低温点火升压两种载荷下的结构完整性,利用固体发动机冷增压试验系统对该型发动机进行了冷增压试验,考虑温度和压力载荷的不耦合特性,将试验结果与数值仿真结果进行了比对分析。研究表明,药柱在低温点火条件下安全系数为2.46,结构完整性满足要求;试验结果与仿真计算结果一致性较好;相关研究方法和结论可为固体发动机设计、分析与试验提供参考。     

固体火箭发动机冷增压试验系统的设计与应用

针对固体火箭发动机药柱点火瞬态过程应变难以测量的工程难题,研制了固体火箭发动机冷增压试验系统.该系统利用高压气体对药柱内腔进行加压,模拟发动机点火增压过程,实现了药柱内表面应变的实时测量.利用该系统对某型号固体火箭发动机进行了冷增压试验,并将试验结果与数值仿真结果进行了对比,二者相对误差在8％以内.该试验系统操作方便,...     

智能控制大功率氨压机制冷系统

本文将模糊控制、神经元控制等智能控制技术成功地应用于大型活塞式氨压机制冷系统，实现了恒转矩负载的变频调速节能。实际运行结果证明，该智能控制的大功率氨压机制冷系统工作稳定、控制精度高、节能效果显著，具有很好的经济效益及推广应用价值。     

星载低噪声放大器噪声系数的高精度测试方法研究

噪声系数是低噪声放大器的关键指标,它决定了系统的噪声性能.然而现有的测量方法不能修正失配和噪声参数误差,只能给出基于源阻抗的噪声系数.为了提高低噪声放大器噪声系数的测量精度,文章基于矢网冷源噪声系数测试方法,给出优选的矢量噪声校准法,并提出5项重要技术措施以进一步提高低噪声放大器噪声系数的测量精度.相比Y因子法,矢网冷...     

预冷发动机氢氦PCHE通道换热与热应力数值分析

基于高超声速预冷发动机闭式氦布雷顿循环中印刷电路板换热器(PCHE)的应用,对PCHE氢氦通道的热固耦合特性进行了数值研究,着重阐述了热侧氦参数对换热的影响机制。探究了热侧壁温和换热系数的变化特征及其对冷侧换热的影响。考察了通道截面温度和湍动能的分布情况。通过熵产和综合换热系数评价了PCHE通道的性能,进行了通道热应力分析,建立了热侧和冷侧换热关联式(误差在±15以内)。结果表明:热侧压力对换热仅有微弱影响;热侧流量提高对热侧和冷侧换热均有增强作用。热侧进口温度下降导致热侧和冷侧换热减弱;热侧进口温度提高造成通道熵产显著增加,热侧流量增加造成通道熵产显著减小;高热应力出现在冷热流道之间和壁面两侧,局部最大热应力达到25 MPa。     

量,刃具冷膜油封防锈技术

分析了传统的热涂油脂的封存方法的问题，介绍了冷涂覆防锈工艺的操作过程，指出了冷涂油防锈技术在操作上的优越性和它带来的节能、环保方面的效益。     

利用气浮技术进行贮箱晃动试验方法研究

针对某型号大容积贮箱,其晃动特性直接影响到整个系统的动力学特性及轨道控制系统。为了获得该贮箱不同工况下的一阶自由晃动频率,首次提出利用气垫悬浮技术进行贮箱晃动试验的新方法,利用该方法设计出一整套试验系统,该系统包含试验件、激励系统、气浮控制系统、数据采集系统及加注排放系统等。使用试验系统开展不同工况条件下的液体晃动试验,并用CFD软件对该贮箱进行时域分析,结合傅立叶变换最终获得仿真结果。分析比较晃动试验结果、理论计算结果及CFD仿真计算结果,结果显示3种结果一致吻合,测试系统的可靠性和理论CFD仿真结果的正确性均得到验证。     

固体火箭发动机瞬态推力复现技术研究

在数学补偿法的基础上，提出固体火箭发动机瞬态推力的数学复现法，并建立了测力系统的动态数学模型，通过实验室小结构系统的输入激励复现试验研究，验证了该方法的正确性，并应用于真应发动机的实验推力曲线分析，复现结果有效可靠。     

液氧／煤油补燃火箭发动机氧路低频动特性分析

液体火箭发动机氧路系统低频动特性研究是进行运载火箭POGO振动分析和判别的必要工作。以某型液氧／煤油补燃循环火箭发动机为研究对象,采用模块化建模方法建立了基于自动控制理论的发动机氧路系统线性小偏差的传递矩阵模型,分别对发动机氧路系统和试车台氧化剂输送系统动特性进行数值仿真,并对比分析了试车数据和仿真结果。研究表明,数学模型和计算方法具有一定的正确性;熵波对系统的低频动特性有一定影响。     

一种基于单机EMC试验结果的航天器系统级电磁兼容性分析方法

为提前识别单机电磁兼容性（EMC）试验超标情况对于航天器系统级电磁兼容性的影响,提出一种基于单机试验结果的航天器系统级电磁兼容性分析方法,即在单机EMC试验结果基础上,考虑安装位置影响,与系统级传导、辐射的敏感度限值和接收机灵敏度进行比较,获得安全裕量。对直立姿态两舱结构航天器的典型设备（包含非射频类产品、射频类产品和供配电产品）进行仿真计算,分析单机EMC试验超标结果对于整个航天器以及运载火箭电磁兼容性的影响。与实际测试数据的比较结果表明,所提出的分析方法能够实现利用单机EMC试验结果对航天器系统级电磁兼容性进行有效预测。     

某型号卫星微振动试验研究及验证

某型号卫星地面像元分辨率优于1 m,对成像质量要求很高。微振动成为制约该型号成像质量提升的关键因素之一。在完成微振动对成像质量影响的仿真分析后,对仿真分析的有效性和正确性进行了试验验证。该卫星微振动试验按照单机、分系统、系统和大系统4个层次展开:单机级试验主要通过六分量力测量微振动源的动态特性;分系统级试验主要通过结构加速度响应测量解决微振动传递特性是否正确的问题;系统级试验主要通过成像质量来验证微振动对光学系统影响的分析方法;大系统级试验主要通过在轨图像分析验证相关结论。上述试验对微振动从产生、传递到影响的各个环节进行了测试和验证。最终试验结果表明微振动相关工作达到预期目的,图像质量得到保证。     

卫星电推进系统力学环境试验工装设计

研究了一种卫星电推进系统进行力学环境试验的工装设计方法,进行了工装结构建模、结构强度与试验载荷的分析以及建立在仿真计算结果上的结构优化设计,并通过试验验证了该项设计的合理性。     

面向大型承载结构强度性能的试验系统高精度装配调控方法

以直径0.6 m开口筒壳为例,分析了装配误差对仿真结果产生的影响,表明高精度量化试验系统装配方法研究的必要性。传统装配方法采用直尺等机械工具开展试验系统装配,导致实际装配误差较大且难以精准定量。因此提出一种试验系统装配误差精准测量与调控方法,该方法通过测量标识点获取装配件实际位置,并计算实际与理论位置的装配误差,结合机械推动以及位移测量等设备实现位置精确调控。为验证方法的可行性与精度,基于自研的强度试验高精度装配软件,分别开展了直径0.6 m和1.6 m圆柱筒壳装配调控试验。相比传统方法,最大位移误差从15.00 mm降至0.75 mm,最大角度误差从0.93°降至0.04°,数值分析承载力误差从1.67%降到了0.04%,降低了装配误差对承载力的影响,提高了试验系统装配精度。     

基于声波导管的热辐射区域噪声测试技术

为了在热噪声行波管试验段热辐射区域内准确测量噪声响应,基于管道传声原理和声学有限元仿真分析,设计了有效测量频率范围为20～1000 Hz的声波导管测试系统,并开展常温验证试验。试验结果表明,声波导管测试系统满足设计指标,设计阶段采用的数值分析方法有效。最后通过热噪声试验考核了该声波导管测试系统的环境适应性——能够经受住700 ℃的热噪声试验环境。     

体积激励法测量液体推进剂量的地面模拟试验

针对大贮箱推进剂量测量精度不高问题,研究一种测量精度较高、重复性强的液体推进剂量测量方法。首先介绍体积激励法测量推进剂量的测量原理,重点分析地面模拟试验装置组成,包括体积激励装置、编码电机控制、数据采集及数据处理分系统。其次阐述试验方案,试验在常温常压下进行,采用不同激励频率改变体积。最后,以水作为模拟推进剂开展地面模拟试验,结果表明在不同填充水平下液体推进剂量测量误差都控制在贮箱总体积的1%以内,为未来高精度测量推进剂量飞行试验及空间应用提供可靠支持。     

声学试验三分之一倍频程控制技术研究

以往的声学试验中多采用倍频程控制方法,该方法控制精度比较低,已不能满足现在试验标准要求。文章详细介绍了声学试验控制系统的基本原理及组成,并对控制算法进行了探讨和研究,通过改进谱估计算法和均衡算法等提高系统的控制精度和稳定性,并采用VC 编程开发了1/3倍频程噪声试验控制系统。新控制系统与混响室进行了联合调试,调试结果表明新控制系统的控制精度满足相关标准的要求。