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为了用于单级入轨/跨大气层运载器的需要,提出了一种独特的发动机设计思想。这是一种混合循环的发动机,暂时称之为转换型发动机。它实质上是一种涡轮喷气的火箭(ATR),不过它有一个提供空气和喷射液态氧化剂的特殊入口,通过改变喷射液态氧化剂和进入空气量的比例从0到100%,这样发动机能连续地从空气吸气式模式转变到火箭模式。此外它还可以从转换中必须的喷射过程中得到很大的好处,此过程中进入的空气流提供了有效的冷却。在飞行上升弹道段的很大部分,使得转换型发动机工作在空气吸气式状态,因此它改进了单级入轨/跨大气层运载器的推进剂和载荷的比例。 相似文献
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为了突破冲压发动机地面试验系统关键组件空气加热器稳定燃烧的关键技术,提出了一种液氧/酒精/空气三组元高效稳定的组织燃烧技术,对该加热器技术方案进行了缩尺试验研究,并验证了不同的空气流量比例对加热器点火特性和燃烧特性的影响.试验表明,该加热器具有点火可靠、启动迅速、燃烧稳定和大范围变工况的工作能力以及燃烧效率最高达到0.98的燃烧特性.研究发现,当加热器的空气流量比例由40%增加到70%时,并没有对点火启动特性和燃烧稳定性产生不利的影响,但是引起燃烧效率下降了0.03.从侧面验证了在液体火箭发动机燃烧器中增加少量的空气可以提高燃烧稳定性和燃烧效率. 相似文献
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飞行器再入过程中产生的时变等离子鞘套会引起信号的时变衰减和相位抖动,其产生的相位抖动对调相体制的GPS导航系统必然产生影响。探讨了时变等离子鞘套引起信号相位抖动的机理,通过传输矩阵法计算了由时变等离子鞘套引起GPS导航信号的相位抖动的统计特性,结合Hilbert方法建立了受到相位抖动影响的GPS信号模型,研究了黑障发生前等离子鞘套的相位抖动对GPS导航的影响。仿真结果表明GPS导航受到影响的程度和相位抖动方差大小密切相关。在NASA数据下相位抖动方差为0.1142时,定位变化大于10m的最大比例超出了1.5%,大于5m的最大比例超出了14%。 相似文献
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宽范围变流量空气/液氧/酒精燃烧加热器试验 总被引:1,自引:0,他引:1
为了突破空气/液氧/酒精三组元宽范围变流量燃烧加热器可靠点火和稳定燃烧等关键技术,采用一种经过优化的直流喷嘴来组织燃烧,研制了宽范围变流量燃烧加热器并进行了点火试验,研究了其在10倍流量变化范围内的点火特性和燃烧性能。试验结果表明该燃烧加热器在10倍多的流量变化范围内实现了高效稳定燃烧,其中设计点的燃烧效率达到97%。加热器采用新型组织燃烧方式实现了宽范围变工况和低喷注压力下的可靠点火和稳定燃烧,其中加热器点火成功率100%,稳定工作过程中室压波动小于1%。加热器采用等离子点火火焰先进入燃烧室,随后氧化剂、燃料依次进入燃烧室的点火程序合理。 相似文献
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简要分析了辅助牵引西式、辅助肋式、张力索网式网面成形与保持方式的特点及适用范围,重点介绍和分析了一种称作“辅助枝肋”的网面成形与保持方式,该方式在网面调整和形面保持方面具有一定的优点。经“九五”期间研制的4.2米展开天线原理样机的试验证明,该方式面精度调整较容易,可以用于面精度要求较高的网状可展开天线。文中结合原理样机反射网面的研制过程,给出了该方式的有关分析计算公式,介绍了网面调整方法和应用效果。 相似文献
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利用脉冲星极其稳定的自转频率可以形成一种天文时间基准,部分毫秒级脉冲星的稳定度甚至超越了原子钟,但其观测稳定度易受多种噪声源的影响。一般来说,不同的脉冲星的噪声大部分是相互独立的,因此可以通过加权综合和滤波算法构建综合脉冲星时,有效去除计时残差中的噪声。针对此问题,采用10颗毫秒级脉冲星的国际脉冲星计时阵列(international pulsar timing array, IPTA)数据进行了稳定度评估分析,其中7颗脉冲星的观测数据长度在10年以上。综合考虑单颗脉冲星稳定度评估的结果和观测数据的长度后,筛选出了4颗脉冲星用于构建综合脉冲星时。同时对比了经典加权算法、小波分解算法和维纳滤波算法的综合脉冲星时稳定度结果。结果表明:脉冲星的长期稳定度优于短期稳定度,2颗脉冲星在1年处稳定度达10-15量级,8颗在1 000天处也达到了10-15量级,其中PSR J1600-3053在5年处稳定度达到了最佳,为7.023×10-16 。此外,三种算法中,维纳滤波建立的综合脉冲星时稳定度最佳,在5年处达到了1.502×10-15,优于参与构建的其他所有脉冲星的5年稳定度。 相似文献