真实火箭燃气射流的实时显示及定量测试技术研究

提出了一种实时显示真实火箭燃气射流和定量测试其参数分布的技术。它是由激光光源、大口径莫尔偏折仪、CCD、监视器、图象存储和处理系统以及486计算机等组成。利用这种技术,实时显示了真实火箭燃气射流场,定量计算了流场的参量分布.     

火箭燃气射流中颗粒衍射散射对莫尔偏折图的影响

本文根据Fourier光学和衍射散射理论分析了火箭燃气射流中Al_2O_3颗粒衍射散射对莫尔偏折图的影响,从实验上研究了Al_2O_3颗粒衍射散射造成莫尔条纹模糊的现象。实验结果表明,对Al粉含量较低(3～8％)的固体推进剂,莫尔偏折法能够用于其燃气射流场的显示。     

固体火箭发动机尾焰红外辐射特性预估研究

本文借助于离散颖粒模型对固体火箭发动机尾焰两相流进行了一体化仿真计算与分析,经过系统分析与计算得出了各燃气组分与Al2O3颗粒流场参数分布的相关性规律。仿真结果分析得知：①在光谱波长1.7um~5.0un范围内,固体火箭发动机尾焰气相辐射最大值出现在2.7um以及4.3um波长下,颗粒辐射仍然是固体火箭发动机尾焰总红外辐射中的主导性因素;②固体火箭发动机尾焰红外辐射性能会在一定程度上受到内燃面颗粒尺寸、颗粒速度分布情况的影响。颗粒速度越大,颗粒尺寸越大,则颗粒红外辐射越弱且辐射降低速度越快。     

火箭发动机喷焰红外辐射数值计算方法研究（特邀）

火箭发动机高温尾喷焰因具有显著的红外辐射特征成为天基红外系统探测、跟踪、分类和识别任务重点关注的对象。火箭发动机喷焰辐射信号产生、传递机制的物理建模和数值计算一直是目标探测领域重点关注的问题,也正朝着高精度、高效率的方向发展。针对火箭发动机喷焰红外辐射数值计算研究,围绕喷焰红外辐射计算链路所涉及的各环节,从喷焰反应流场模拟、高温燃气辐射物性参数计算、辐射传输计算和数理模型校验试验等方面的研究情况展开综述。     

复杂密度场测量中的莫尔层析重建技术

将一种新的莫尔层析重建算法应用于复杂流场测量.该算法由莫尔偏折原理和网格重建技术推导得出,直接使用光线偏折角进行修正迭代,适用于有限角采样和包含遮挡物等非完全数据条件下的层析重建.应用该算法,对火箭燃气射流场和高超音速流场的莫尔偏折图进行了处理和计算,重建出流场截面的密度分布,并对重建结果进行了分析.     

Twyman-Green型横向剪切干涉仪的原理和应用

本文介绍了一种新型横向剪切干涉仪的工作原理。该干涉仪使用Twyman-Green干涉仪作为分束器,光栅作为检测元件,并利用实时Moire差分法消除干涉仪的系统误差。这种干涉仪的优点在于灵敏度可调,抗振性强,易做成大口径。利用这种干涉仪检测超高音速风洞中的流场和真实火箭燃气射流,取得了一些重要结果。     

实时大口径高灵敏度、高精度莫尔偏折仪的设计和应用

本文介绍了利用Talbot效应制作自成像光栅和泰曼干涉仪实时制作光栅来形成消除系统误差的大口径、高灵敏度、高精度莫尔偏折仪的设计方法和原理;并利用这种偏折仪获得了火箭燃气射流冲击效应场的莫尔偏折图和高超音速激波风洞中非对称流场的多方向莫尔偏折图,为定量计算瞬态流场打下了基础。     

基于植入式光纤传感网络的固体火箭发动机结构健康监测

为实现对固体火箭发动机结构健康状态的实时监测和评估,设计并研制了一种高强度飞秒光栅传感网络,重点研究了传感器与信号传输链路的涂覆和封装。开展了发动机界面脱粘模拟实验。设计可用于发动机应变、温度和载荷的模拟演示系统,建立了基于光纤传感器采集数据的发动机数字孪生模型,形成发动机实物与数字孪生体的精准映射。最后将光纤传感器阵列植入发动机,对发动机开展水压监测实验、高低温存储实验、长周期监测实验和点火实验。对监测结果进行无损检测验证,结果表明该传感网络能够准确测量出发动机的应变状态,为固体火箭发动机的结构健康管理提供有效的数据支撑。     

固体火箭发动机地面和飞行过程中羽流红外辐射的计算研究

为研究固体火箭发动机地面和高空飞行过程中羽流红外辐射随飞行高度的变化,计算了某型固体火箭发动机在地面试车和7.5~80 km之间一系列高度工况下,发动机内、外流场和红外波段2~6μm的辐射。发动机内流和羽流流场采用非平衡化学冻结模型计算,高温Al2O3颗粒和燃气组分混合的羽流辐射场采用FVM模型计算,其中燃气组分的光谱特性用WSGG模型计算,Al2O3颗粒的光谱特性用Mie理论计算。研究了2.7~2.95μm、3.6~3.85μm和4.2~4.45μm三个波段,羽流高温核心区表面的辐射强度;以及高温核心区在轴向主平面和法平面上,0°、45°和90°三个视角的辐射亮度。研究发现:随飞行高度上升,环境压力下降,羽流体积膨胀,其中高温核心区气相温度迅速下降,Al2O3颗粒浓度也所有下降,但颗粒温度仍比较高。发动机在地面工作时,羽流的强辐射带沿其轴线呈连续状分布;但在高度小于22.5 km的低空飞行时,羽流的强辐射带除了出口区域以外,还在出口下游的后燃区出现。羽流的红外辐射亮度在纵截面上具有轴对称性。在光谱分布方面,发动机飞行高度小于40 km时,羽流辐射呈现燃气辐射的光谱差异性,但发动机在40 km高度以上飞行时,羽流辐射呈现高温颗粒辐射的光谱连续性。     

模拟燃气射流场的莫尔偏折显示及定量测试

在实验室条件下,制作了模拟膛口高速射流的装置.应用莫尔偏折法对双基发射药膛口燃气射流场进行了显示及定量测试研究.整套莫尔显示及测试系统由激光光源、莫尔偏折仪、CCD、监视器、图像存储和处理系统以及586计算机等组成.应用莫尔偏折层析技术定量计算并再现了膛口双基发射药燃气射流场的温度分布.     

固体火箭发动机绝热层脱粘的红外热波无损检测

文章描述了运用红外热波无损检测技术对固体火箭发动机试件绝热层脱粘进行检测 的原理和实验过程。实验研究结果表明,该技术可对固体火箭发动机钢筒与绝热层之间的脱粘作快速有效的检测。     

火箭发动机噪声测试及预估研究

针对航天发射过程中运载火箭发动机高量级声振激励对有效载荷的重要影响,开展了某新型液体火箭发动机噪声特性研究,对试车台上单机试车时发动机喷流噪声和目标声场进行了2次测试研究,并建立了该型火箭发动机的统计能量分析模型。将试车台上发动机声振实测数据作为统计能量分析模型的激励源．对目标声场进行分析计算,并和试车台上目标声场测量结果进行了对比分析,验证了分析方法的可行性。     

Notch信号传导在淋巴细胞发育中的作用

在新型火箭研制阶段,如何确定起飞段运载火箭的声源以及发动机的喷流噪声十分重要.该文对试车台上某型液体火箭发动机单机试车时发动机产生的喷流噪声和发动机上方目标声场进行了多次测量,并基于统计能量分析方法建立了该发动机的声振分析模型.以试验和计算相结合的方法对目标声场进行仿真计算,并和试车台上目标声场测试结果进行了对比分析,所得结论对获得箭体关键部位的噪声频谱具有重要作用.     

基于统计能量分析的火箭发动机噪声测试分析

在新型火箭研制阶段,如何确定起飞段运载火箭的声源以及发动机的喷流噪声十分重要.该文对试车台上某型液体火箭发动机单机试车时发动机产生的喷流噪声和发动机上方目标声场进行了多次测量,并基于统计能量分析方法建立了该发动机的声振分析模型.以试验和计算相结合的方法对目标声场进行仿真计算,并和试车台上目标声场测试结果进行了对比分析,所得结论对获得箭体关键部位的噪声频谱具有重要作用.     

固体火箭发动机地面试验的噪声测试分析

针对固体火箭发动机地面点火试车试验的环境特点,在研究了以往固体火箭发动机噪声测试系统的基础上,提出了一种能够消除混响干扰的固体火箭发动机地面点火试车试验噪声测试方法.该方法中.利用多个声传感器组成均匀线列阵的凹槽特性来有效抑制由于试车环境所产生的各种混响干扰,使得测量到的信号能够真实、准确地反映固体火箭发动机试车过程中的噪声特性.通过对某型号发动机地面试车试验噪声的多次测量和时、频域分析,表明了该方法的有效性,对发动机的设计改进和地面试验降噪处理有一定的参考应用价值.     

超高强钢固体火箭发动机壳体激光焊关键技术研究进展

激光焊接技术是提高超高强钢固体火箭发动机加工精度、加工效率和服役安全性的重要技术手段.梳理了国内外超高强钢中厚壁结构全位置激光焊接、单道全穿透焊接、功率调制激光焊接和激光焊熔池动力学仿真模拟等关键技术的研究进展,系统地展示了这些新进展在超高强钢固体火箭发动机壳体激光焊接质量控制方面的潜在应用价值.所述的研究进展可为我国...     

亚波长结构纳米孔的近场光学测试

利用微纳加工工艺制作了亚波长结构纳米孔,应用近场光学显微镜(NFOM)对样品进行了近场光学性质的测试,获得了样品的近场光强分布,测得其近场光斑直径约为120 nm,测试结果证明了环形周期性结构对中心纳米孔的增透和聚焦作用,为环形亚波长结构的纳米孔应用奠定了基础。     

尾焰微波衰减试验验证技术研究

固体火箭发动机的尾焰是一个弱电等离子体,会对穿越其中的微波信号电磁特性产生影响。考虑等离子体中带电粒子之间的碰撞和充电过程,得出固体火箭发动机尾焰微波衰减系数的影响因素。最后通过对固体火箭发动机尾焰的测量,得到影响微波衰减系数的各种因素。     

发动机双燃料多点喷射电控技术开发研究

为了优化双燃料发动机的排放及经济性,设计了一个多点顺序喷射控制系统。该系统在ECU控制下,每缸运行在进气工况时,电磁阀才向进气歧管内喷入燃气。根据发动机不同工况,由ECU精确控制发动机每缸燃气进气电磁阀的开启时间和持续角度,获取最佳的油气匹配,同时避免了进气管始终充斥着燃气和扫气过程中浪费燃气。通过在R160柴油机上试验,验证了该控制系统的可靠性和实用性。试验数据表明,该系统提高发动机经济性的同时也能优化排放指标。     

遥测技术在火箭发动机过载试验中的应用

详细介绍火箭发动机过载试验台遥测系统的设计方法和设计内容。针对过载试验台遥测信道的特点,通过科学布局、合理分配系统参数,并采用适合的天线类型和信道编码技术,成功解决了火箭喷焰和多径衰落对无线电遥测信号的影响,实现了火箭发动机过载试验37种传感器参数非接触测量。