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181.
电弧风洞是对防热材料/结构进行地面考核的关键设备,其流场参数是评估设备性能和品质的关键数据。由于高温气流的恶劣环境,尚无有效诊断手段。本文使用可调谐二极管吸收光谱技术(TDLAS),针对气流中氧原子,选用氧原子特征吸收谱线(λ=777.2nm),测量了电弧风洞中水冷平头圆柱体模型脱体激波后的气体温度和氧原子数密度,试验测量与工程计算结果较为一致。试验显示出TDLAS具有高温电弧风洞应用的潜在优势。 相似文献
182.
ADN(二硝酰胺铵盐)基单组元绿色推进技术是空间推进领域的国际研究热点,目前国内外对ADN基推进剂分解和燃烧过程缺乏统一、完善的燃烧动力学机理,尤其欠缺对推力器内部燃烧过程和关键中间产物定量信息的实验研究。本文通过发展先进中红外光谱诊断技术(QCLAS),实时诊断ADN基推进剂分解、燃烧反应中的CO,N2O多种关键组分浓度、燃气温度等关键参数。推力器稳态点火测量结果验证了ADN推进剂催化分解和燃烧两步反应阶段理论研究,脉冲点火下组分浓度变化规律呈现与脉冲序列一致特性,验证了推力器正常工作的稳定性和可靠性。基于测量结果初步评估了ADN基推力器性能,特征速度达1130m/s,达到同类型肼推力器标准,验证了该绿色推力器良好的应用前景。 相似文献
183.
为了探索燃烧室边界形状在控制燃烧稳定性方面的特性,设计了圆柱型和圆柱渐扩型充液室,运用高速录像系统研究了等离子体射流在充液室中的扩展过程.结果表明:等离子体射流在液体工质中扩展时,等离子体液体两相流体速度差较大,Taylor-Helmholtz不稳定效应强烈,圆柱型充液室中,Taylor空腔界面自由,界面增长随机脉动性较大;渐扩型充液室能够使两相流边界受到约束,使Taylor空腔沿着充液室边界逐级扩展,从而减弱了Taylor-Helmholtz不稳定效应,有效抑制了界面增长的随机脉动性.放电电压、喷嘴直径和渐扩结构因子△D/L对Taylor空腔扩展过程均有不同程度的影响,通过对这些参数的优化匹配,可以在一定程度上实现对射流扩展过程的控制. 相似文献
184.
为了研究小推力液体火箭发动机燃烧室的喷雾燃烧特性,设计了小尺度模拟燃烧室和对撞射流喷嘴,利用多普勒相位粒子动态分析仪(PDA),观测了对撞射流在小尺度空间内的喷雾,重点观测了喷雾压力对于雾化特性参数的影响。实验结果表明:测量截面与喷嘴的距离越远,液滴平均直径越大,轴向速度越小;测量点到中心轴的距离越远,液滴轴向速度越小,径向速度波动越大;喷雾压力越大,液滴平均直径越小,轴向速度越大。由于受到壁面的影响,径向速度的周向分布在不同的喷雾压力下和测量点位置上的差异不明显;模拟燃烧室内液滴平均直径大于大气环境下的液滴平均直径,两者差值随着喷雾向下游发展而增大;模拟燃烧室对于液滴轴向速度影响较小,而对于液滴径向速度影响较明显。 相似文献
185.
地空导弹热分离故障树可靠性数字仿真 总被引:2,自引:0,他引:2
根据导弹试验、贮存、发射和飞行中的各种故障信息,运用演绎法建立了以热分离失效为顶事件的热分离故障树(TSFT),并采用MonteCarlo方法来获取系统工作可靠度等参量。当底事件为非指数分布和非Markov型分布时,或当系统的故障树规模很大时,都将是十分有效的。最后,通过仿真试验结果对一些可靠性参数进行了讨论。 相似文献
186.
187.
本文论述了固体火箭发动机0.5%高精度测试系统的设计原则、结构特点和精度分析方法.经长期静态调试和发动机试车考核,航天部正式鉴定,认可系统设计合理,工作运行稳定可靠,稳态推力静标精度达到0.2%,原位校准力值精度达到0.05%,推力相对总不确定度优于0.3%,三年长期稳定性达到0.01%.文中所述机电系统一综合设计思想,AD-1精密数据放大器、模拟信号发生器的研制和应用,人机对话等编程方法的巧妙配合,为建稳定立可靠的高精度测试系统提供了借鉴. 相似文献
188.
主要论述了一种运输类飞机适航审定试飞平衡扬长的确定方法。首先根据其原理及继续起飞和中断起飞不同阶段的假设,对各个方程进行了全面的推导,形成了一个完整的计算程序,每种情况都有两种可供选择。使用该方法通过实际的试飞结果及试飞条件确定出相应的系数值,再通过标准的试飞条件和状态就可确定出标准状态的试飞结果。最后应用该方法进行了Y7H-500型飞机适航审定试飞,取得了较为满意的结果。 相似文献
189.
190.