气动谐振管加热效应初步实验

为了有效地应用气动谐管加热现象的热效应，以发展液体火箭发动机的气动谐振管点火新技术，需要获得谐振管热效应的变化规律。实验测量了三种谐振管，即圆柱型、阶梯型和锥柱型谐振管间的表面加热温度。实验中主要考虑喷嘴与谐振管间的分离距离以及供气压力的变化。所获得的谐振加热特性可用于实际谐振加热装置的设计。     

溅板型层板喷注单元流量及雾化特性实验研究

为了对液体火箭发动机新型喷注器进行研究，设计了一种结构、多组不同设计尺寸的溅板型层板喷注单元，以水为介质，利用Malvern激光粒度分析仪对溅板型层板喷注单元雾化特性进行了实验研究。分析了该种结构的不同特征长度、特征角度对喷注单元流量系数及雾化特性的影响，为该型溅板型层板喷注单元结构设计提供依据。     

液体火箭发动机系统故障实时监测算法研究

利用水力系数（ＣＡＤＥ）的性质和现有液体火箭发动机管路系统中压力域流量的测量值，进行适当分段组合，计算出相应的压力和水力系统改变量。并根据实际试车经验确定出相应的根限值。同时使用灰色理论中ＧＭ预测模型对发动机的监测参数进行预测。从而及早分析出发动机所处工况。该算法能尽早地探测出发动机系统中出现的故障，以提供足够的时间对发动机采取措施。     

小波分析及其在推进系统健康监控中的应用

详细介绍了小波分析的基本原理和Mallat算法，重点讨论了小波分析在推进系统健康监控中的应用。从工程应用的角度，提出了用小波分析方法进行信号滤波、故障检测与诊断的思路。研究结果显示：小波分析方法具有良好的时-频定位特性，特别适合于分析时变、瞬态或非线性信号，为液体火箭发动机状态监控与故障诊断提供了一种新的强有力工具。     

基于小波理论的液体火箭发动机试验数据噪声处理

1引言液体火箭发动机试验(也称发动机试车)的主要目的之一,就是为了获得发动机各类参数的大量数据,因为这些数据是验证发动机设计理论,研究发动机工作性能的重要依据[1]。稳态参数是液体火箭发动机试验的主要检测参数。在工程实践中,经常认为稳态参数是变化缓慢的参数,常采用降     

固体火箭—冲压组合发动机燃烧效率的实验研究

本文研究了固冲发动机含铝推进剂的燃烧过程,为了合理组织主、次流的掺混流场,选用不同型式的火箭喷管进行试验。测量了四孔非平行进气的次流静压分布;单独主流的总、静压分布;音速单喷管等六种喷管的主次流掺混流场的速度场。 本文分析了铝颗粒完全燃烧的三条件,并结合火箭喷管型式对冲压室内掺混流场的分析,选用了具有4×φ12—15°斜喷口的多孔分流式亚音速喷管为火箭喷管,进行了燃烧效率试验。实验结果表明,冲压室燃烧效率比采用音速(或超音速)单喷管时提高30％左右。 燃烧效率试验用的装药为含铝贫氧推进剂,重量5.5—8.9公斤,工作时间14—23秒。     

液体火箭发动机喷管内加质流场的数值模拟

本文对将液体火箭发动机涡轮排气引入喷管所形成的加质流场进行数值模拟，求解多种气体混合流动的三维Ｎ－Ｓ方程，预示了加质发动机的性质，结果表明：将涡轮排气引入喷管不仅可以用于壁面的冷却，而且还有利于发动机性能的提高。     

固体火箭发动机喷管CAD系统设计

叙述了一个基于微机的固体火箭发动机喷管ＣＡＤ设计软件的功能及实现过程，内容包括：喷管的型面设计、流场计算、性能预估、结构设计、温度场计算和烧蚀计算等。该软件既可独立地运用于喷管的结构设计，又可以与其它部件的设计软件一起协调工作，共同完成固体火箭发动机的方案设计。该软件已开发成功并投入使用，实践证明具有使用方便、功能完善等特点     

双组元统一推进系统减压器稳定性仿真

针对某双组元统一推进气路系统采用的高压卸荷膜片式减压器,建立起有限体积瞬变仿真模型,并搭建起减压器特性研究系统的模块化仿真模型.针对试验过程中出现的振荡现象,借助数值手段阐明了各结构和控制参数对减压器工作稳定性的影响,得出了减弱振荡的各种措施:减小阀芯质量,增大高、低压腔体积,增大弹性元件材料的阻尼系数,减小反馈孔直径,增大膜片刚度.与试验和相关文献研究情况的对比证实了某些措施的有效性.     

气动谐振管加热机理数值研究

放置在高速喷流中的半开口气动谐振管在一定的条件下会出现加热现象.针对这一现象,利用数值计算方法计算了一维非定常非线性Euler方程组,采用MacCormark格式,对不同管口条件下谐振管内的振荡过程进行了数值研究.研究发现,当管口压力变化频率处在谐振管的线性谐振频率附近时,管内形成的激波以及激波的反射增强导致了谐振管端壁区域明显的加热效果.对不同的驱动气体和不同的谐振管型式(圆柱形和圆锥形)的数值研究也给出了有价值的结论.研究结果与实验事实或现象是相吻合的.