深宽比对氢氧推力室冷却通道传热特性的影响

为了研究液氢冷却的不同深宽比冷却通道结构的传热特性,设计了深宽比分别为15、9.6、6.7和3的4种冷却通道沿圆周均布的分区并联组合式传热试验装置,采取了肋条测温模块以测量肋条不同深度的温度分布,开展了不同室压和混合比的气氢与液氧燃烧环境下液氢的传热特性试验.试验室压为6～7.4 MPa,混合比为5.5～7.2.试验结果表明:高深宽比冷却通道换热面积增大,肋条效应更高,换热能力增强;深宽比越大肋条温度分层现象越明显,肋温沿径向逐渐增加;随着冷却通道深宽比增加,冷却剂温升逐渐增加,传热效果增强,但冷却剂流阻先减小后增大.     

氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性评定技术研究

为了实现氢氧发动机的动态燃烧稳定性试验评定,基于国内外液体火箭发动机动态稳定性评定的相关经验,并结合CPIA655关于稳定性评定的准则,进行了氢氧发动机动态稳定性评定的方案探讨。分析表明,氢氧发动机有必要在全系统热试车状态下进行动态稳定性评定试验。所选定的扰动装置和传感器在喷注器面安装的方案可实现性最好,结构变动最小,可保持试验在原型燃烧室状态下进行,同时扰动效果较好,传感器敏感性较好。     

氢氧推力室喷管超声速气膜冷却参数研究

某型氢氧推力室喷管延伸段采用超声速气膜冷却,在面积比35处引入涡轮排气作为冷却气体。通过采用数值模拟的方法,研究了唇高、吹风比、冷却剂流量和静压比等参数对气膜冷却效果和比冲的影响。结果表明:随着唇高的增大,推力室的比冲和推力略微降低,而冷却效率和壁温几乎不变;在主射流压力匹配且射流量一定的条件下,吹风比增大可以轻微地提高气膜冷却效果和发动机比冲;在压力匹配且吹风比一定的条件下,射流量增加可以提高气膜冷却效果;在射流量一定的条件下,主射流压力匹配时,气膜冷却效果最佳,发动机比冲最高。     

液体火箭发动机喷管附面层计算

附面层引起的摩擦损失直接影响液体火箭发动机喷管效率,喷管附面层的计算对发动机性能的评估和提升具有重要意义。编制的用于计算液体火箭发动机喷管附面层的Fortran程序,对某型号发动机喷管的设计型面进行了计算,并讨论了附面层沿壁面的发展规律。结果表明:程序计算结果与CFD软件计算结果接近,对计算型面进行修正后比冲性能有所提升;在同样精度要求下,采用Fortran程序进行喷管附面层计算更方便,可显著缩短计算时间。     

基于分段相关-视频积累方法的伪码串行捕获优化设计

本文主要针对载波多普勒下的伪码捕获问题,研究了基于分段相关-视频积累方法的伪码串行捕获系统的优化设计.通常的优化设计为假设峰值点的伪码相位偏差为0.但对于实际的捕获系统,由于接收到的伪码相位与本地伪码相位关系随机,在串行搜索过程中过门限值的伪码相位残差可能不为0,从而对捕获性能产生影响.本文主要分析伪码相位偏移残差对峰值点的信噪比和检测概率的影响,并给出了最大伪码相位偏移残差下的平均捕获时间表达式.同时基于平均捕获时间最小准则,给出了搜索步进推荐值.对虚警概率指定和未指定两种情况分别进行了优化设计,得到了最优的中频积累和视频积累设计值,该设计值与载噪比、多普勒容限等因素相关.研究成果可用于指导扩频接收机伪码捕获模块的设计.     

线性分组码译码算法的快速性能分析

为了分析高斯白噪信道中线性分组码的译码性能,提出了采用低信噪比时数值仿真和高信噪比时理论估算相结合的方法来计算误码率,从而快速准确地获取整个信噪比范围内的译码性能曲线.试验结果表明,该方法得到的误码率与实际误码率一致.     

隔板抑制氢氧推力室不稳定燃烧研究

为了解决某型氢氧推力室高频不稳定燃烧故障,提高燃烧稳定性工作裕度,在推力室喷注器上设计了一周三径形式的隔板稳定装置。冷态声学试验表明:加隔板后推力室一阶切向振型频率会降低,一阶切向振型的阻尼衰减时间缩短;流量扰动燃烧不稳定数值模拟表明:带隔板后推力室室压振荡幅值显著降低;带隔板推力室参加了多次热试验,热试验结果表明:该试验成功抑制了不稳定燃烧,隔板稳定装置工作有效可靠,对推力室燃烧效率无影响。