超声速气流中液体横向脉冲射流一次破碎的大涡模拟

为改善超燃冲压发动机液体燃料的雾化和混合效果,提出一种液体横向脉冲喷入超声速气流的喷注方式,并进行数值计算以探究射流脉动对一次破碎的影响.使用两相流大涡模拟(LES)算法计算超声速气流中液体的雾化,使用CLSVOF方法追踪气液界面,可压缩流动求解器求解气相,不可压缩求解器求解液相.结果表明:脉冲射流的表面破碎和液柱破碎都得到了增强,射流破碎长度显著缩短,在所研究的脉冲频率方案下,脉冲引起的不稳定性会替代Rayleigh-Taylor不稳定性,主导射流一次破碎;由于射流速度的脉动,脉冲射流的穿透深度相比于稳态射流可以提高20%,尾迹区宽度可以扩大25%,展现了更好的雾化和混合效果.     

三组元发动机不稳定燃烧研究试验高频采集系统的实现

介绍了在Windows2000平台下,三组元液体火箭发动机不稳定燃烧研究试验高频采集系统的实现,给出了系统具体构成,并重点解决了采集板卡的误码率问题,通过试验验证了该系统。     

小推力推进系统启动过程仿真分析

针对多台推力器启动耦合对响应特性的不利影响,采用AMESim仿真软件建立小推力推进系统仿真模型,仿真分析了工作时序对多台推力器启动过程响应特性的影响,并分析了室压超调量和响应时间的变化规律。结果表明:多台推力器同时启动,会延长系统响应时间,增大室压超调量,对系统工作产生不利影响;燃料管路响应快,但流量超调量较大,不利于流量快速稳定;氧化剂管路流量波动剧烈,需要更长的时间达到稳定;合理地选取启动间隔时间,能有效降低多台推力器启动耦合作用,提升系统启动过程快速响应能力。     

空间拦截器动力系统小推力高压燃烧室特性研究

介绍了空间拦截器服务系统性能参数预测数学模型，以及数学模型的求解方法。利用此数学模型对高室压和低室压情况下空间拦截器动力系统特性和小推力液体火箭燃烧室的性能进行了计算，简要分析评价了小推力高压燃烧室性能优缺点。     

新型差压式流量计的设计

通过对内舍V型内锥的圆管内的流体流动进行分析，推导出差压式流量计的流量方程，设计了一个适用于发动机试验情况的V型内锥流量计，最后通过试验对此流量计进行标定，并检验了其精度。     

信息动态

小推力液氧/甲烷发动机以及变推力发动机一直是火箭发动机领域研究的热点内容.从推进剂物性和发动机主要部件,包括点火器、燃烧室和推进剂供应系统等方面介绍了液氧/甲烷小推力发动机的研究历史和现状,并对针栓式变推力发动机技术进行了阐述,最后提出了针栓式变推力液氧/甲烷发动机的关键技术和应用前景.     

火箭发动机试验通用自动测试系统研究

为满足不同类型火箭发动机的地面试验对测试的需求,在对火箭发动机地面试验中的各种测试行为进行分析的基础上,提出了火箭发动机自动测试系统(ATS)软件平台与硬件平台相分离的思想,并建立了基于虚拟仪器技术和数据库技术的火箭发动机通用自动测试系统;同时对系统的硬件模型、软件模型以及软件的数据库模型进行了介绍;该系统的特点是可通用性、高可靠性和易操作性,能满足多种类型的火箭发动机地面试验中的测试需要,并已成功应用于多种火箭发动机地面试验.