管路流体对氢氧发动机推力测量的影响分析

为了进一步量化管路流动特性对氢氧火箭发动机推力测量的影响,通过对试验系统低温调试进行推力校准,主要采用常温常压和低温增压两种方式确定校准过程结果,结合误差分析理论计算出管路流体对推力测量引入的误差,同时得出推力测量结果的修正值,并与发动机试验点火前数据进行比对分析,确定两者的一致性.     

一种倾斜式中小推力火箭发动机试车架设计

火箭发动机热试车试验需要在试车架上进行,但目前采用的试车架存在占地面积大或结构复杂、建设成本高的问题,不适合中小推力火箭发动机试验。为解决这些问题,该文提出一种操作简易、成本低廉的倾斜式中、小推力火箭发动机试车架设计方案。试车架采用简支框架结构设计,通过强度仿真完善设计方案;根据工程经验,选配性能稳定的推力传感器;采用流体仿真(CFD)模拟试验火箭发动机的燃气羽流场来设计与试车架相匹配的燃气导流槽。在试车架安装调试后,进行火箭发动机热试车试验,结果表明火箭发动机的推力轴线偏差满足指标要求,推力传感器测试正常。     

前向式多叶片离心通风机噪声机理及治理研究：二,整流丝网降噪的…

根据前向式多叶片离心通风机噪声治理原则＾「１」，采用整流丝网对其实施降噪治理。本文冼先阐述整流丝网的降噪机理，然后，针对整流丝网降噪措施造成的压力损失过大和高频噪声升高的问题提出了一种实用的风机降噪措施优化方法，并以这种优化方法为指导，以降低风机比Ａ声级为目标，对整流丝网降噪措施进行了大量的试验优化，确定了降噪效果好的整流丝网诸参数。     

前向式多叶片离心通风机噪声机理及治理研究──二、整流丝网降噪的优化方法及实验研究

根据前向式多叶片离心通风机噪声治理原则［１］，采用整流丝网对其实施降噪治理。本文首先阐述整流丝网的降噪机理，然后，针对整流丝网降噪措施造成的压力损失过大和高频噪声升高的问题提出了一种实用的风机降噪措施优化方法，并以这种优化方法为指导，以降低风机比Ａ声级为目标，对整流丝网降噪措施进行了大量的试验优化，确定了降噪效果好的整流丝网诸参数。     

特种装置特殊包装

火箭喷出炽热的蓝色火焰,在呼啸声中冲入茫茫宇宙。将火箭推向浩瀚天空的是火箭中的氢氧发动机将液氢液氧燃烧作用后产生的巨大推力。当我们在电视上看到火箭发射时的震撼场面和火箭喷射出剧烈蓝色火焰真是惊心动魄振奋心弦。这就是液氢、液氧、氧化剂作用的结果。
　　作为火箭推力的液氢、液氧是怎么产生又如何贮存,看过激动人心的火箭发射,很多人会提出这个问题。这就牵涉到特种装置特殊包装高科技问题。     

某型氢氧火箭发动机射前预冷改进方案试验研究

为了简化射前操作流程,提高火箭发射可靠性,开展了针对某燃气发生器循环氢氧火箭发动机的射前预冷方案改进研究。研究使用了两台真实发动机,在向下倾斜45°的试验台上进行了8次真实介质下的预冷试验,其中6次进行了模拟任务剖面的预冷和点火试验。试验表明,某型氢氧火箭发动机射前预冷由增压预冷改进为大流量自流预冷的方案是可行的,改进后预冷时间能够满足发射流程的要求,可以最大程度上避免液氧供应管路发生"间歇泉"不稳定现象。通过模拟任务剖面进行预冷试验,表明发动机点火前氢、氧系统均能达到预冷好条件,但氧涡轮端轴承后温度比改进前偏高。6次点火试验表明,改进后的射前预冷方案未对发动机点火、起动过程造成明显影响。     

高压补燃氢氧发动机中的低温技术

简要分析几种不同动力循环的特点，重点介绍大推力，高性能氢氧发动机采用补燃动力循环进行及高压补燃氢氧发动机中的低温技术。     

浅谈氢氧火箭发动机液流试验用水技术指标和质量控制

氢氧火箭发动机试验用水水质直接关系到产品试后性能和多余物控制预防.通过对试验用水存在的问题和影响的研究,结合实际运行中的水质化验实测数据,以相关国家标准为依据,分析了试验用水水质关键指标和限定范围并提出了相应的控制监测方法,具有较大的指导意义.     

噪声与振动控制技术讲座（连载）

噪声与振动控制技术讲座（连载）吕玉恒（中国船舶工业总公司第九设计研究院）第二讲消声与吸声降噪一消声器是降低空气动力性噪声的主要措施之一空气动力性噪声是一种最常见的噪声污染源，从喷气式飞机、火箭、宇宙飞船，直到气动工具、通风空调、内燃发动机、压力容器、...     

小推力液体火箭发动机动态推力测试台架设计

推力测试台架是准确测量火箭发动机推力的关键技术之一，但现有的测试台架能够很好兼顾长、短脉冲测试的较少。针对此况，采用传感器陶瓷厚膜技术，设计了100N范围内小推力液体火箭发动机动态推力测试台架，通过热试车试验考核，该台架可兼顾长、短脉冲的测量，在满足稳态精度的同时，具有良好的动态特性，为小推力液体火箭发动机测试台架的设计提供了一种新思路。     

长征三号甲运载火箭三级氢氧发动机系统

长征三号甲运载火箭三级氢氧发动机是我国研制的第二台液氢液氧火箭发动机，该发动机由两台单机并联组成，发动机系统采用了一些新技术。     

箭橇一体化设计方法研究

本文采用一种新型设计思路进行火箭橇设计,将助推用火箭发动机壳体设计为火箭橇主梁结构,并利用简单整流结构将火箭发动机壳体与火箭橇试验滑靴联结组成火箭橇试验橇体,大幅度降低了火箭橇体质量,减小了火箭橇滑行过程中的空气阻力,有效地提高了火箭橇推重比．此方法研究的火箭橇可以作为高Ma数火箭橇试验平台进行重复使用．     

液氧煤油火箭发动机排放预冷数值仿真

针对预冷过程中输送系统和发动机流道内沸腾传热和两相流动过程,建立一维二流体模型。以某液氧煤油发动机为原型,对不同气枕压力、排放管径和空中排放时间条件下排放预冷过程进行仿真,分析进出口温度以及流量特性的变化情况,结果表明增大排放管径和排放压力均可以增强预冷效果,而空中排放预冷时达到同样预冷效果所需的推进剂量则与管径大小无关,并且预冷效果受到地面状态的影响。     

某型固体火箭发动机试车台推力测量分析及优化设计

根据发动机试车台轴向推力测量和推力偏心测量要求,对试车台的台架结构进行了设计与分析。通过增加台架的动态特性,减小台架结构对测量准确度的影响;采取增加动架的轴向刚度和减小横向刚度设计,提高动架的固有频率,消除发动机启动时动架的振动影响等,满足了某型小推力火箭发动机测试要求。     

2.4 L汽油机噪声及其频谱特性的影响因素分析

对结构相同但材质及工艺不同的A、B两台样机进行噪声水平对比分析的基础上,着重分析影响样机A噪声频谱特性的主要因素。结果表明：与着火频率相关的发动机基频振动和进排气侧表面的辐射噪声是主要噪声源;而混合气浓度以及点火时刻虽影响中高频范围的燃烧噪声,但对基频成分无影响。转速越高、负荷越大,基频峰值越高。因此,改善进排气系统的结构刚度、各缸均匀化的控制策略以及曲轴的减振是降低整机噪声水平的有效措施。     

Investigation of the piezoelectric thrust test stand for rocket engine

Based on the piezoelectric effect, a new type of piezoelectric thrust vector-measuring system for a rocket engine is designed, which is made up of four three-component piezoelectric force sensors, so that 12 output force signals can be generated. Using the theoretical mechanics, the reverse formulas for the thrust vector (namely, the misalignment angle and the offset) are deduced. In order to calibrate the measuring system, a special calibration platform is designed. The calibration results show that the non-linearity and cross talk of the designed piezoelectric thrust vector-measuring system are less than 1 and 5%, respectively. Finally, a practical loading experiment is performed to test the application performance of the thrust vectormeasuring system, and the experimental results prove that the thrust vector-measuring system can accurately measure both the magnitude and the direction of the thrust vector.     

非定常流动中塞式收敛扩张喷管的研究

针对脉冲爆轰发动机的脉动流动特性设计加工了塞式收敛扩张喷管,并对其增推性能和增推机理进行了研究。研究结果表明,塞式收敛扩张喷管可以大幅增加推力,10Hz和15Hz时塞式收敛扩张喷管对发动机的推力增益分别为32.4%和29.52%;塞式收敛扩张喷管扩张段对爆轰室排出的高温高压气体有减压加速作用;塞式收敛扩张喷管塞式结构增加推力壁平台压力值和平台压力持续时间,从而增加发动机推力。     

液体火箭发动机多维力测量装置原位校准技术研究

受试验现场诸多因素的影响,多维力传感器实验室校准系数已不适用于液体火箭发动机试验现场测试使用。针对液体火箭发动机多维力测量装置开展现场原位校准方法研究,对真空环境干扰、管路约束力以及温漂等影响因素进行了分析。结果表明,该方法能有效降低多维力测量装置的不确定度,为多维力测量领域的现场校原位准提供了参考。     

中国液体火箭发动机如何进入21世纪

液体火箭发动机是宇航推进家族的重要成员,将会成为下一个历史时期使有效载荷达到第一宇宙速度的唯一推进手段,是制约航天发展速度的最关键因素。发展运载系统,动力必须先行。中国在21世纪初必须推出能与世界先进国家相当的大型运载火箭。这些火箭不能建立在用原有的发动机增加数量以加大推力的基础上,必须研制单台推力更大、更先进、无污染的新型发动机,同时还需开展火箭航天飞机及其发动机使用的气动塞式喷管的预先研究,以火箭航天飞机为突破口,赶上世界先进水平。