液体火箭发动机典型实验室及典型实验概述

在大量文献研究的基础上,概括介绍了目前液体火箭发动机方面的典型实验室和典型实验及几种用于液体火箭发动机喷雾、燃烧和流动测量的先进仪器。为开展新一代液体火箭发动机的实验研究和设计提供参考。     

用织女一号火箭在海南站探测的高空风和风切变

本文介绍了织女一号(ZN-l)火箭测风原理,数据处理方法和两次测风结果.结果指出,在我国低纬地区中层大气中存在非常明显的风切变和相当强的重力波扰动,测风数据与COSPAR国际参考大气CIRA1986及国际标准化组织航空用参考大气ISO5878-1982／ADD.1-1983存在明显差别.      

固体运载火箭级间热分离仿真气体模型研究

目前,计算流体力学和飞行力学耦合仿真是模拟运载火箭级间分离较为流行的方法,而发动机内外流动建模则是运用该方法的关键。工程上,常用的方法是将发动机燃气与外部大气当作同一种气体组分处理,未考虑内外流动的多组分与燃烧效应。分析了化学非平衡流模型、双组分气体模型和常规单组分气体模型在火箭级间热分离流场计算中的适用性。化学非平衡流模型由于过高的计算消耗,不适用于火箭研制工程中大规模的参数化研究。而热化学等级较低的双组分气体和单组分气体模型由于计算量较低,具有较好的工程适用性。双组分气体模型计入了火箭燃气的特性,计算消耗远低于化学非平衡计算,且能够较好地预测火箭级间段的流动分离,在计算效率和计算保真度之间做出了较好的平衡,未来在工程研究中有较大的应用潜力。     

边缘检测技术在火箭发动机实验诊断中的应用

对高速运动分析仪拍摄的Ｕ型燃气发生器固体装药燃烧和双组元液体喷嘴雾化图像进行了边缘检测图像分析,根据被分析实物边缘层次性较强的特点,在简单边缘检测的基础上采用自动门限、二次门限和最佳滤波的方法,获得了固体燃气发生器在燃烧过程中的内部结构、推进剂瞬态燃速、绝热隔板烧蚀率等参数,获得了双组元液体喷嘴的雾化角、粒子分布等特性。     

发烟机动力装置的试验研究

简要介绍了发烟机及其动力装置,研究并改进了ＷＱＪ－１型小型航空发动机,使之成为满足发烟要求的动力装置。确定了该发动机在新状态下的参数及结构,进行了发烟机的雾油发烟实验,得到了雾油发烟对发动机的影响及影响程度。实验结果表明：将ＷＱＪ－１型小发动机改为发烟机动力装置是可行的。对发烟机的型号研制和扩展小型航空发动机的使用范围有积极促进作用。     

大型固体火箭发动机喷管故障诊断的流场计算

针对某大型固体火箭发动机的喷管喉道后烧穿的故障进行了数值模拟,运用ＴＶＤ（ＴｏｔａｌＶａｒｉａｔｉｏｎＤｉｍｉｎｉｓｈｉｎｇ）ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ格式求解了喷管内流场的二维轴对称Ｎ－Ｓ方程,获得了流场的详细结构图谱,分析了故障的成因,指出喷管型面的导数不连续会导致当地壁温升高,是引发故障的直接原因。     

塞式喷管性能的数值模拟与实验验证

通过特征线法在塞式喷管中的应用，研究了塞式喷管主要结构参数对其性能的影响，同时，研究了塞式喷管的高度特性，最后还对塞式喷管合推力与发动机轴向夹角的高度特性进行了研究和分析。理论研究结果得到了实验的验证。其结果可用于塞式喷管的设计。     

火箭贮箱结构材料应用及发展现状

火箭贮箱是运载火箭的重要组成部件,但服役环境相对恶劣,在储存液体推进剂的同时还承担着复杂的结构载荷。结构材料是贮箱制造发展的根本,也是航天运载器变革的关键。本文主要介绍国内外运载火箭贮箱结构材料的应用及其发展现状,对铝合金、不锈钢、钛合金等金属材料以及复合材料贮箱进行了综述,系统性地总结了贮箱材料的变革历程和应用情况,并对未来贮箱材料的发展方向提出新的见解与展望。     

固体火箭发动机喉径变化辨识

根据发动机实验得到的燃烧室压强和发动机推力随时间变化数据，考虑了三氧化二铝沉积、消融和喉衬材料烧蚀，建立了喉径变化模型，并用辨识技术得到了喉径变化规律，为发动机性能计算提供了必要的数据，大大提高了性能计算的精度。     

太赫兹脉冲计量技术

太赫兹(以下简称THz)波位于微波到红外光学的过渡区域,具有重要的学术价值,在民用和国防等领域有着广泛的应用。高速器件产生或传输的超快脉冲宽度已达皮秒量级,带宽已进入太赫兹频段。传统技术和方法无法解决此类器件的校准问题,而结合光电技术的时域电光取样(EOS)技术则为太赫兹脉冲计量提供了有效的手段,本文对此类新技术进行了全面的概述。