K8飞机活动舱盖压力谱编制

根据活动舱盖压力谱Ｐ－ｔ曲线特点,通过任务类型划分、异常信号剔除、滤波、雨流计数和计数结果统计处理以及等损伤折算等工作,结合巴基斯坦空军提供的Ｋ８飞机各任务类型飞行小时和起落次数的统计结果,编制了Ｋ８飞机活动舱盖压力谱。     

NEPE推进剂的高压燃烧特性研究

应用高压燃速测试、微热电偶测温及燃烧火焰单幅摄影等技术,研究了NEPE推进剂的高压燃烧特性与燃烧机理。实验结果表明:NEPE推进剂高压压强指数出现拐点;且随压强以及AP含量升高,燃烧波由硝胺-CMDB向AP-CMDB推进剂转变。分析认为硝酸酯基的含量及AP单元推进剂的扩散火焰是控制NEPE推进剂燃速及压强指数的主要因素。     

光纤捷联惯导系统检漏工艺技术

针对光纤惯导系统检漏方法中存在的问题,优化了检漏工艺流程,改进了检漏设备,设计了检漏工装,并对改进后的检漏工艺方法进行了试验验证。试验证明,该检漏工艺技术可满足光纤捷联惯导系统的检漏需求。     

无介质硅压阻式压力/压差传感器的研制CSCD

目前,硅压阻式压力/压差传感器在伺服系统上得到广泛的应用。但是由于其内部压力敏感芯体的封装结构为薄膜隔离式,其内部硅油的密封性是伺服系统配套传感器长期带压贮存的软肋。根据伺服系统对压力/压差传感器的需求,研制了几种无介质压阻式压力/压差传感器,其内部避免了硅油介质传递压力,保证了传感器的可靠性。通过传感器原理结构的研究,以及其性能指标的测试和对比,为伺服系统配套传感器提供了新的选择。     

超小型压力传感器在动态测量中的应用与研究

介绍美国ＥＮＴＲＡＮ公司生产的ＥＰＩ型超小型动态压力传感吕,在全尺寸轴对称紊流发生器研制试验中应用过程中,对出现的一些问题作了技术性能的探讨,提出了相应的改进措施,并就压力传感器的安装及与测量系统的配备作了介绍。     

双线圈高速开关阀的水击特性验证

高速开关阀是航天领域动力系统的关键元件,需要具备高频响和高可靠性。然而,高速开关阀的开关特性会使系统产生水击现象,降低系统的可靠性,尤其是在高速开关阀高频切换过程中会产生更多的水击压力波,致使系统中的水击变得更加复杂。因此,采用仿真和实验相结合的方法对不同频率下水击压力脉动的变化进行分析,最终通过对数据时域和频域的分析,发现了高速开关阀的水击压力脉动规律,研究结果可在航天动力系统中应用。     

飞行过载对固体火箭发动机不稳定燃烧的影响

针对某固体发动机飞行试验中出现的压强振荡现象,开展压强振荡特性分析、机理分析及声模态数值仿真,提出该非线性不稳定燃烧故障的两种可能的触发模式。通过建立脉冲激励试验方法及火箭橇过载模拟试验方法对故障发动机开展试验研究,并验证了导弹飞行过载是引起发动机不稳定燃烧的最主要原因。     

Unsteady Flow and Pressure Pulsations in a ModelAxial-Vortex Stage Inducer

In consideration of improving cavitation capacity of centrifugal pump to inhibit pressure pulsations, vibrations and dynamic loads in flow passing areas, alleviating damages of reusable liquid rocket engine turbo-pumps caused by cavitation erosion and satisfying the requirements of high rotation speed, low inlet pressure, small sizes and light weight, three dimensional simulations of unsteady pressure pulsation and cavitation capacity are carried out to a single screw inducer and an inducer with axial-vortex stage utilizing CFD methods. The results show that compared with single screw inducer, inducer with axial-vortex stage has 25% higher cavitation coefficient, 30% higher initial cavitation coefficient and lower pressure pulsation of blade passing frequency in the outlet of inducer, which all prove that cavitation capacity is obviously ameliorated.     

返回舱再入过程密封舱气体泄漏计算研究

为分析返回舱再入过程中密封舱漏孔内外压差,并对漏孔变流量充气过程进行研究,采用离散化分析方法将返回舱再入过程分成若干个阶段,针对容积为14 m~3的密封舱和面积为10 cm~2的漏孔,计算并获得了密封舱内外压差、漏孔质量流率、漏孔流速等参数在50~5 km范围内随高度下降的变化规律。结果表明:在高度5 km开伞时刻,漏孔质量流率达到最大值0.134 kg/s,舱内外压差趋近于最大值,约20 172 Pa;返回舱下降过程中漏孔流速在148.4~181.5 m/s之间,处于亚声速区;漏孔气体流速与漏孔面积大小无关,仅与漏孔内外压力及漏孔进口空气密度有关。以上研究结果可为密封舱结构强度设计、伞舱弹伞设计提供参考。     

开孔沙丘驻涡火焰稳定器总压损失的试验研究

试验研究了开孔的沙丘驻涡火焰稳定器的总压损失。结果表明,和常规Ｖ型火焰稳定器规律相反,开孔沙丘驻涡稳定器比无孔的总压损失系数增大２８％。流场分析结果证明开孔沙丘驻涡稳定器总压损失增加是由于从孔进来的气流,破坏沙丘驻涡稳定器型面形成的最佳回流区气流结构,增加了稳定器出口流场的不均匀