冷却速率、保温时间对DD3单晶合金TLP连接接头组织和性能的影响

对DD3单晶合金进行1250℃保温不同时间的TLP扩散连接研究。降温过程采取了随炉冷却和充氩快冷两种方式,随后对接头进行了870℃/32h/空冷的时效处理。分析了不同规范下的焊缝及母材的组织,同时测定了接头的980℃持久性能。结果发现:炉冷并时效处理试样的焊缝及母材中的γ'相的尺寸随着保温时间增加而增加,且形状趋于不规则。而充氩冷却并时效处理试样的焊缝及母材中的γ'相的尺寸和形状基本一致,随保温时间的增加没有明显变化,立方化较好。低的冷却速率使焊缝和母材中的γ'相粗化从而降低了接头和母材的性能,而高的冷却速率促使焊缝及母材中形成细小立方化的γ'相,不仅使接头性能明显提高,同时母材性能也没有降低。     

离子液体电喷推力器羽流中和特性研究

电推进装置的带电羽流会对航天器产生多种危害,为了降低离子液体电喷推力器带电羽流对航天器产生的潜在安全风险,需要对其进行羽流中和.根据离子液体电喷推力器的羽流自中和特性,提出了时间变化法和空间变化法,并对其进行了实验验证.用时间变化法分析了单推力器的脉冲电压的频率、幅值和占空比对羽流中和特性的影响.以20Hz作为实验的条...     

膨胀循环液体火箭发动机推力调节阀仿真研究

根据某膨胀循环液体火箭发动机推力调节阀的结构及工作原理,通过理论分析建立了推力调节阀的数学模型,并利用AMEsim软件构建了推力调节阀的仿真计算模型,对其进行了仿真计算.计算了发动机额定工况、高工况和低工况参数下推力调节阀内部各压力及流量参数,并对推力室室压、调节阀出口压力和氢主文氏管入口压力变化引起的调节阀主阀流量变化趋势进行了计算分析,得到了调节阀内部各压力参数及流量的变化规律.     

液体火箭推进系统液路固有频率计算

采用MATLAB/SIMULINK软件,基于电路法对推进系统液路固有频率进行仿真,仿真结果与采用传递矩阵法结果相接近,说明采用电路仿真法计算液体火箭推进系统固有频率是可行的。与传递矩阵法相比,电路仿真法更能精确反映各参数对推进系统液路固有频率影响关系。通过改变管路各元件布置,进而相应改变电路,最终可以实现优化推进系统固有频率的目的。     

高频燃烧不稳定性的试验研究方法及面临的挑战

采用特征时间法分析了液体火箭发动机燃烧子过程的响应特性,指出了高频燃烧不稳定性试验研究的重点。介绍了国内外典型的高频燃烧不稳定性模拟实验方法与试验装置,认为推力室声学、低压燃烧不稳定性模拟试验以及喷嘴动力学试验研究是目前指导工程设计的主要途径,高压燃烧过程试验和光学测量技术是未来充分认识其激励机理的关键。     

高室压脉冲液体火箭发动机特性试验

为了研究高室压脉冲液体火箭发动机工作原理,增压规律以及脉冲特性,通过一系列冷热流试验对试验发动机进行了研究。冷流试验中使用水和氮气作为工质,试验发动机实现自主脉冲工作,验证了差动式可移动活塞应用在推力室中具有增压效果。热流试验中使用气氧/酒精为推进剂,使用传统挤压式推进剂供给系统。在可移动喷注器行程0.8mm条件下,获得9次连续脉冲,燃烧室峰值压强5.511MPa,高于推进剂供给压强（氧气路3.761MPa,酒精路4.424MPa）,表明在相同的推进剂供给压强下,高室压脉冲液体火箭发动机能提高燃烧室压强。     

回流口位置对液体火箭液氧贮箱热分层的影响

低温液体火箭射前需要采用自然循环方式对火箭发动机进行充分预冷,循环预冷管路的回流口位置是影响液氧贮箱内部场分布的重要因素.采用计算流体力学(CFD)技术,通过对不同回流位置的液氧贮箱物理场的数值模拟,揭示了贮箱内部温度场及速度场的分布特性,分析了回流口位置对贮箱内部热分层的影响规律.研究表明,当回流口位于下封头以上2 m位置时,贮箱内部液氧过冷度最大,过冷液体含量最多,回流位置最佳.此研究结果为运载火箭推进系统的设计提供了重要的理论支持.      

旋转状态下气膜冷却换热特性的实验研究

基于一个平板叶片模型对旋转状态下气膜冷却现象的换热特性进行了实验研究,得到不同吹风比情况下气膜冷却换热系数随主流雷诺数和旋转数变化的分布规律。实验利用热色液晶(TLC)测温技术对叶片表面的二维温度场进行测量,采用空气和二氧化碳模拟不同冷气与主流的密度比,并使用无线遥测技术对旋转系中的温度信号加以采集。结果表明：由于受到离心力与哥氏力的综合作用,叶片压力面与吸力面上的强化换热区域向高半径处发生偏转,且偏转趋势在吸力面上更为明显;随着主流雷诺数的增大,压力面上的换热系数不断增大,而在吸力面上则先减小后增大;此外,主流雷诺数的变化对压力面和吸力面上强化换热区域的偏转现象没有明显影响。     

矩形通道内气膜出流对内换热的影响规律

研究对象为矩形通道,包括2个直肋和9个气膜孔,主要研究气膜的出流比、开孔率对通道内换热的影响,温度场的测量采用了热色液晶测温技术.实验发现气膜出流对换热有强化作用,气膜孔对通道平均换热影响也与其在肋间的位置有关,其中肋后孔的影响最大.在不同的雷诺数下,开一个气膜孔时,出流比在6%~8%之间通道壁面内换热效果最好,低雷诺数下增强换热的效果显著;研究孔边的换热规律发现,在孔下游换热明显增强,从孔边到下游5倍孔直径处,强化换热比在1.1倍以上;此外还研究了开孔率对增强换热的影响规律.      

结构参数对单组元高室压脉冲推力器的性能影响

高室压脉冲火箭发动机由于使用差动式可移动喷注器,能够得到比供给压强高得多的燃烧室压强.为了分析其工作特性,建立了单组元脉冲火箭发动机挤压喷注、燃烧、排气过程的集总参数模型,以硝酸羟铵(HAN)基作为单组元推进剂,采用四阶龙格-库塔法对模型进行求解.分别从喷注器喷孔面积、喷注器差动面积比、喷管喉部面积、喷注器行程等方面分析并总结了结构参数对单组元高室压脉冲发动机性能的影响规律及影响程度.结果表明:计算模型能反映发动机的实际工作过程,其中,喷注器行程对燃烧室平均压强和平均比冲的影响最大,平均推力则对喷管喉部面积的变化最为敏感,上述两个结构参数是发动机优化设计时的首要考虑因素;其他结构参数对发动机也存在不同程度的影响,可以作为次要因素来考虑.