水分解微推力器脉冲燃烧过程实验研究

水分解推进系统是一种特别适用于微小卫星应用需求的技术方案,其性能与推力器燃烧过程和工作时序的匹配密切相关。为了优化设计、提高性能,使用快速响应的压力传感器对水分解推力器燃烧室内的定容预混燃烧过程进行了测量。典型信号显示,典型燃烧过程包括缓燃、爆燃及爆燃波反射、未烧完气体缓燃、燃气冷却及吸附等五个阶段。在氢氧混合气体的初始压力从30k Pa逐渐升高到90k Pa时,爆燃导致的压力最大值出现的时间从355μs缩短到172.5μs,爆燃强度逐渐增大,缓燃完成的时间基本不变,缓燃导致的最大压力逐渐增大,但是明显低于绝热定容燃烧,燃烧过程受散热和表面吸附的影响显著。燃烧和冷却的特征时间均为毫秒量级,推力器的排气时间精度应优于亚毫秒量级,以保证工作时序与燃烧及冷却吸附过程相匹配。     

以PC机作为测控核心系统的导弹舵机CAT软件包

 本文介绍采用IBM-PC/XT型计算机测控核心系统的导弹舵机计算机辅助试验（CAT）系统软件包。有开关没置、零点校验、传感器标定、静态测试、动态测试和数据处理等六个程序文件,采用FORTRAN 77和宏汇编（MASM）语言混合编制。采用批处理方式联接程序文件,而各程序文件间的数据传递则利用数据文件实现,因此程序编写、调试和扩展比较方便。系统具有计算机自动给出测试信号,自动没置测试系统开关的功能。软件广泛采用汉字菜单和汉字人机对话的方式,并具有简单判断故障能力,故不但提高了测试自动化程度,而且使用方便,符合我国国情。软件包经过多次联试证明是可行的。     

球面压力五孔探针的校准与使用

流场的测试广泛使用五孔探针。通过校准 ,建立起探针的数学模型 ,可避免采用查表法 ,提高工作效率。本文以球面压力五孔探针为例 ,对五孔探针的校准 ,数学模型的建立及使用方法进行了研究。对五孔探针的使用具有借鉴的意义。     

单元推进剂液滴组着火过程的实验研究

利用挂滴装置和高速摄影系统研究HAN基液体推进剂LP－1846液滴组的着火过程,观察了液滴间相互作用对着火过程的影响,定量测试液滴组平均着火延迟期、着火温度与环境温度和液滴中心间距的关系,并对实验现象进行了讨论。研究结果对抑制液体发射药火炮压力振荡和控制燃烧稳定性有一定的指导意义。     

镍基粉末高温合金的研究进展

镍基粉末高温合金主要应用于航空航天领域,是高推重比发动机的关键材料.本文综述了近年来国内外镍基粉末高温合金在成分设计、粉末制备、成形、烧结及后续热处理等方面的研究成果和存在的问题,提出了镍基粉末高温合金今后的发展方向.     

处理轮毂转速的实验研究

在低速环形叶栅实验台上圆弧斜槽处理轮毂相对静子扩压叶栅环的旋转频率对叶栅端壁区流动进行了影响实验探索。结果表明：轮毂处理能够消除叶栅端壁区的低速团,减小流动堵塞,叶栅流通能力最大提高了26．2％。轮毂处理消除端壁分离的能力与处理轮毂的旋转方向和相对转速密切相关。随着处理轮毂转速的增加,叶栅流通能力增加,并且存在局部非线性较强的转速范围。因此,轮毂处理的设计还应该考虑叶排与处理槽相对运动带来的流动非定常性。     

KM6太阳模拟器冷却系统

太阳模拟器是在冷黑和真空环境中模拟太阳辐照的一种重要设备,其冷却系统主要用于太阳模拟器氙灯的冷却和光学组件的冷却。冷却系统主要由高压水冷却、低压水冷却、低压氮气冷却、氟里昂制冷和去离子水等5部分组成,文章分别介绍了它们的流程和特点。文章参考了ESTEC冷却系统的经验,对KM6太阳模拟器冷却系统进行了优化设计,特别采用了去离子水、密闭循环、模块化机组、PCL控制系统等多种技术,提高了系统的可靠性。此系统设计方法可以应用到其他类似太阳模拟器冷却系统和大型常温冷却系统的设计。     

一种基于改进高斯滤波器的水平集停止项函数

水平集算法为了克服噪声对其演化过程的影响,通常在速度停止项中使用高斯滤波器。但高 斯滤波器在滤除噪声的同时也模糊了图像的边缘,而水平集是一种以边缘力为演化动力的算 法,因此以模糊图像的边缘力为演化动力通常使传统水平集算法产生错误的分割结果。为此 ,对水平集函数的速度停止项进行了改进。首先,改进后的速度停止项函数使用一种新的高 斯滤波器,该滤波器通过在x和y方向上选用不同的高斯尺度,从而使滤波器在去噪 时较好地保留图像边缘等重要信息。接着,对新高斯滤波器长轴和短轴的尺度估计方法进行 了研究。最后,再将本文的速度停止项带入到水平集演化方程中,对图像进行演化运算。实 验结果表明,采用此方法能够使水平集方法获取更好的分割结果。     

薄壁圆筒热校形表面质量控制

文章分析了薄壁筒热较形内表面产生缺陷的原因，提出了控制表面质量的有效措施，获得了良好的效果。     

一种非线性部分极曲线的试飞方法

介绍了一种不测推力获取非线性部分极曲线的试飞方法。从飞机纵向动力学方程出发,推导出了利用试飞数据计算非线性部分诱导阻力系数Ａ值的公式,在铅垂对称平面内进行了飞行试验。试验结果表明：不测推力法试飞结果同测推力法试飞结果、风洞预测值以及Ｊ７原型机资料值具有良好的一致性,不测推力法是一种经济、可靠、简便而有效的试飞方法,可用于同类型飞机的非线性曲线试飞研究。