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星用490 N发动机喷注器局部燃气泄漏试验 总被引:1,自引:1,他引:0
根据近期某卫星在轨故障模式,为了研究测压管嘴燃气泄漏对液体火箭发动机工作性能和温度特性的影响,以该卫星用第二代490 N发动机为试验对象,开展了测压管嘴在0.1、0.3、0.5 mm直径泄漏孔下的高空模拟热试车考核,对发动机真空推力、比冲和关键部位温度进行了测量。试验结果表明:试验条件下测压管嘴燃气泄漏对发动机工作稳定性没有影响;0.1 mm泄漏孔对发动机工作性能和各测点温度没有影响。随着泄漏孔直径增大至0.3 mm和0.5 mm,测压管嘴堵头烧蚀程度加深,发动机真空推力和比冲均值下降幅度分别仅为0.4%和1.4%,表明试验条件下测压管嘴泄漏对发动机工作性能的影响较小。燃烧室喉部温度试验结果不受泄漏的影响,喷注器测压管嘴及其附近、模拟卫星支架测点温度上升明显,氧化剂控制阀温度上升较小,远离测压管嘴的测点温度几乎不受高温燃气泄漏的影响。 相似文献
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坚持以人为本,树立和落实全面、协调、可持续发展的科学发展观,是新一届中央领导集体对发展内涵、发展要义、发展本质的进一步深化和创新,这既是一个重大的理论课题,又是一项艰巨的实践任务。结合沈阳发动机设计研究所工作实际,深深感到树立和落实科学发展观是实现航空发动机事 相似文献
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某型发动机主燃烧室积炭的排除 总被引:3,自引:0,他引:3
某型发动机主燃烧室喷嘴和浮动环端面以及火焰筒头部锥壁在全环燃烧室试验和整机试车过程中发现有较严重的积炭现象,在其发展过程中采取了一系列的改进措施,并取得了明显的效果,其中,加装涡流器喷口尤为显著。扇形和环形燃烧室的试验结果表明,积炭量下降90%左右,慢车效率大幅度提高。 相似文献
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随着民航票价的逐步放开,价格竞争 已是不争的事实,为了在竞争中击败对手发展自己,国内大的航空公司纷纷引入收益管理系统,希望通过它对票价进行有效、规范的管理和监控,力求收益最大化;并为最终建立一套新的、符合市场要求的价格体系奠定一个坚实的基础。 笔者认为,一个系统的引入,是否取得预期效果,一方面取决于系统本身是否符合市场实际情况,另一方面取决于操作者本身能否很好地运用系统。而后者往往起决定性的作用。 因此,要用好收益管理系统,首先我们操作者自己要有收益管理的思想。与此同时,实施收益管理时所应具备的市… 相似文献
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提高轨控发动机的真空比冲可以有效减少卫星变轨推进剂的消耗量,从而延长卫星的在轨工作寿命或增加有效载荷质量。介绍了我国在研的卫星用第三代铼/铱材料490 N发动机设计方案、技术攻关和试验情况,对工程化应用存在的问题进行了分析,并提出了改进和优化方案。在第二代490 N发动机的设计基础上,第三代490 N发动机成功攻克了可靠传热稳定工作喷注器、高性能喷注器与燃烧室匹配以及新型高温抗氧化材料制备等关键技术,真空比冲提高了10 s,达到325 s。两台发动机均通过了25 000 s鉴定级高空模拟热试车寿命考核,性能指标达到国际先进水平。但是针对试车子样数较少和铼/铱燃烧室制备工艺困难的问题,仍需进一步开展铼基体和铱涂层的高温性能研究,并继续优化发动机设计。 相似文献
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为了研究单路电磁阀打开对采用自燃推进剂的双组元空间液体火箭发动机脉冲工作特性的影响,对150 N发动机开展高空模拟热试车。采用推进剂组合为四氧化二氮和甲基肼,考察了氧化剂路、燃料路电磁阀同时打开和分别单独打开时20、30、50、80 ms脉宽下的发动机脉冲工作特性,脉冲控制周期均为160 ms。试验结果表明:(1)仅氧阀打开时,20、30 ms脉宽下的发动机平均推力冲量分别为0.35、0.41 N·s,分别为对应正常工况的11.08%、9.51%;50、80 ms脉宽下平均推力冲量分别为0.47、0.63 N·s,分别为对应正常工况的6.20%、5.33%,四氧化二氮均发生了充分的闪蒸雾化。(2)仅燃阀打开时,20、30 ms脉宽下的发动机平均推力冲量值相当,分别为0.17、0.18 N·s,分别为对应正常工况的5.38%、4.18%,甲基肼主要呈液态从喷管出口边缘流出;当脉宽增大至50、80 ms时,甲基肼发生不完全的闪蒸,发动机平均推力冲量随脉宽增大而逐渐增大,分别为0.22、0.31 N·s,分别为对应正常工况的2.90%、2.62%。单阀打开时,发动机脉冲工作产生的推力冲量主要与推进剂的闪蒸雾化程度有关。 相似文献
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液体射流撞击过程是液体火箭发动机常见的高效雾化方式。为了进一步探究液体射流撞击雾化过程,采用高速摄像仪和图像处理技术对两股液体射流撞击液膜的振荡行为进行了实验研究,考察了射流韦伯数(21≤We≤1356)和撞击角(2θ=60°,90°,120°)对液膜振荡的影响。结果表明,随着射流韦伯数增大(We250),撞击液膜会从竖直稳定模式转变为振荡模式,促进液膜破裂和雾化。增大撞击角能加剧液膜振荡和增加雾化角。2θ=60°和90°的液膜振荡区间为250We400,2θ=120°的液膜振荡区间为We250,无量纲振幅的时均极大值约为5。结果揭示了随着液体射流速度的增大,射流不稳定性的发展会引起撞击点的动量不平衡,进而形成液膜振荡。此外,液膜向下传播时与空气界面间的Kelvin-Helmholtz不稳定性也促进液膜振荡。 相似文献
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为了掌握空间站多机机组发动机点火工作温度特性,对150 N发动机双机机组开展高空模拟热试车,研究单个分机点火、双机同时点火以及机组机架包覆热控组件对发动机工作的影响。试验结果表明:单个分机长时间点火导致不点火分机的氧化剂、燃料路电磁阀温度近似线性上升,平均最大温升速率分别为0.033 ℃/s和0.047 ℃/s。双机同时点火时,中心轴线间距180 mm的燃烧室喉部温度不会受到相邻分机点火的影响;氧化剂路电磁阀温度基本保持不变,斜向安装的燃料路电磁阀受相邻分机热烘烤产生的温升速率为0.018 ℃/s,占总温升速率的比例约35%。双机机组上单个分机长时间点火会对不点火分机头部法兰和电磁阀持续产生热烘烤作用,机组机架包覆热控组件后可以有效降低烘烤的影响。 相似文献
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简要综述了轴对称矢量喷管的设计与试验,介绍了其技术特点和相应的工作方法,包括计算机仿真技术的采用和循序渐进、并行发展的工作思路,并概要介绍了试车验证情况。试车结果表明:轴对称矢量喷管技术已经取得突破,技术指标达到了飞机部门提出的初步要求。 相似文献