膏体推进剂脉冲火箭发动机新方案的理论和实验研究

提出了一种新的膏体推进剂脉冲火箭发动机设计方案及其再点火装置的设计与实现,建立了膏体推进剂在再点火装置中二维流动模型和传热模型,得到了发动机可靠点火时再点火装置温度、长度、通道直径和挤压压强间应满足的关系,以及发动机熄火应满足的条件,还进行了原理性热试车,成功实现了多脉冲工作。     

TM总线和模块故障检测

概要介绍了ＴＭ总线规范;并对如何用ＴＭ总线实现模块化航空电子系统的层式检测维修结构进行了探讨。     

喷管潜入段二维两相冷流实验

建立了喷管潜入段二维两相冷流实验设备,进行了相应的实验。实验清晰地显示了在潜入喷管进口背壁凹区旋涡的产生、稳定、消失,以及粒子的冲刷、粘贴、脱落、沉积等反复作用的复杂现象,它们与流动的雷诺数、粒子的含量和尺寸、潜入喷管进口处的形状和潜入深度、背壁型面等因素有关。     

影响螺旋桨式无人机安全发射的诸因素

根据无人机的零长发射原理,通过多个型号的发射仿真计算和发射试验分析,详细探讨了影响无人机安全发射的固有参数和外部参数,总结出影响螺桨式无人机安全发射的主要因素有：单发螺旋桨的反扭矩,火箭推力线相对重心的位置,火箭安装角,机体发射角,舵机死区及发射环境等。最后,以发射安全高度、速度、过载为约束条件,给出了火箭总冲、推力线位置、火箭安装角、机体发射角、发射风向和风速等参数的确定方法,该方法对保证无人机     

流线追踪Busemann进气道设计参数的选择

为了研究型面设计马赫数、唇口偏移量对流线追踪Busemann进气道设计点性能的影响规律,寻求最佳性能的进气道,对设计马赫数为6,具有不同型面设计马赫数和唇口偏移量的流线追踪进气道进行了数值模拟。研究表明:选取低于马赫数6的型面设计马赫数,可获得较高的流量系数和增压比,而其压缩效率并不低;进气道唇口偏移量增大,会导致流量系数、增压比变小,但却有利于减小进气道内的分离程度,还会影响隔离段内的流动,因此唇口偏移量的选取需要综合考虑。     

气氢/气氧塞式喷管模型发动机实验

以气氢/气氧为推进剂,对圆转方内喷管单元直排塞式喷管进行了热试实验研究。介绍了实验系统及实验发动机主要零部件的结构和设计参数,给出了实验参数测量结果、实验照片和数据分析。无再生冷却塞式喷管发动机采用耐烧蚀材料钨渗铜加工内喷管和燃烧室内衬,碳钢材料加工塞锥,成功进行了多次短时间热试实验。在三个压比下获得了塞式喷管性能数据,实验表明,塞式喷管具有良好的高度补偿能力和较高的效率。在CNPR=110附近,效率达到93%~95%;在CNPR=450附近,效率达到96%~98%;在CNPR=1000附近,效率达到93%~96%。预计在设计点的效率不低于98%。     

粉末燃料冲压发动机理论性能分析

研究粉末燃料冲压发动机的理论性能,采用编制的热力计算软件,分别对以硼粉、铝粉、镁粉为燃料的发动机性能进行了计算,分析了不同参数对发动机比冲的影响趋势,为进一步研究及发动机设计奠定了基础。通过与常规液体燃料冲压发动机及固体火箭冲压发动机进行比较,说明了粉末燃料冲压发动机在比冲及体积比冲方面的优势。鉴于金属粉末燃烧产物中凝相物质含量高的特点,研究了两相流损失对发动机性能的影响。     

院士风采

刘兴洲院士冲压发动机专家：博士、研究员。1933年3月出生。曾任中国航天科工集团31所某型冲压发动机主任设计师、飞航导弹副总设计师、副总研究师、副所长、总工程师、科技委主任，中国工程热物理学会常务理事、《推进技术》杂志编委会主任等职；现任中国航天科工集团、第三研究院科技委顾问和31所高级顾问，总装备部科技委兼职委员、高超声速推进技术负责人，北京航空航天大学和南京航空航天大学博士生导师、清华大学和西安交通大学兼职教授等职。1995年当选为中国工程院院士。刘兴洲院士长期从事冲压发动机的研制工作，是冲压发动机和超…     

雾化效果对脉冲爆震室性能影响的实验研究

进行了用冷态实验模拟爆震室中雾化性能的研究。实验中,采用水/压缩空气模拟煤油/氧气,测试了与爆震试验供应压力一致的各工况下的混合物索太尔平均直径(SMD)。研究结果表明:随着空气压力、水压力的增大,SMD减小;所建立的冷态雾化和混合实验台可以满足模拟热态实验雾化效果的需要,且带头部离心喷嘴的爆震性能好于直射喷嘴的。     

冲压发动机试车台空气燃烧加热器流量参数计算

给出了空气燃烧加热器热力计算方程,计算得到了燃烧加热所需燃料流量以及补氧量随模拟飞行马赫数变化曲线,分析了加热器压力对加热所需燃料流量以及补氧量的影响。计算分析结果可为冲压发动机试车台空气燃烧加热器设计提供参考。