【摘 要】
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为初步得出适用于脉冲爆震发动机的喷管设计准则,基于数值模拟和理论分析方法,对脉冲爆震燃烧非稳态排气过程及适用的喷管设计方法进行了分析.脉冲爆震燃烧的非稳态排气过程可分为4个阶段:爆震波传播阶段、压力速降阶段、压力平台阶段和低压排气阶段.以直管中的C2H4/O2脉冲爆震燃烧为例,排气压力在90.6p∞ ～1.72p∞范围内变化,若采用非稳态喷管设计方法,则可调喷管的扩张比对应为13 ～1.若采用固定型面喷管,则应当尽可能避免过膨胀状态下的激波损失,喷管设计点参数可使用排气压力平台区燃气参数进行计算,推力系数
【机 构】
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西安航天动力研究液体火箭发动机技术重点实验室,陕西西安710100;西安航天动力研究液体火箭发动机技术重点实验室,陕西西安710100;西北工业大学动力与能源学院,陕西西安710072;西安现代控制技
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为初步得出适用于脉冲爆震发动机的喷管设计准则,基于数值模拟和理论分析方法,对脉冲爆震燃烧非稳态排气过程及适用的喷管设计方法进行了分析.脉冲爆震燃烧的非稳态排气过程可分为4个阶段:爆震波传播阶段、压力速降阶段、压力平台阶段和低压排气阶段.以直管中的C2H4/O2脉冲爆震燃烧为例,排气压力在90.6p∞ ～1.72p∞范围内变化,若采用非稳态喷管设计方法,则可调喷管的扩张比对应为13 ～1.若采用固定型面喷管,则应当尽可能避免过膨胀状态下的激波损失,喷管设计点参数可使用排气压力平台区燃气参数进行计算,推力系数可达到95％左右.固定型面喷管设计点的气体参数对应最后一道泰勒膨胀波传播至出口时的燃气状态参数,可用经典爆震理论公式推导求解,从而实现脉冲爆震燃烧室固定型面喷管的快速设计.
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光栅作为瞬态高速激光测速仪测量过程中的合作目标,其表面的技术状态决定了激光多普勒信号的质量.特别是在弹体高速冲击条件下,极易造成光栅内部结构发生损坏,导致反射光无法入射至探测器敏感部.因此,本文采用LS-DYNA仿真软件对砧体结构与光栅的连接处展开分析,并获取表面处的应力应变分布,从而为光栅结构的布置方式提供参考依据.为了达到对光路修正的目的,通过对入射镜组的选型与设计,确定出了最优偏摆角的范围为 ±5.2°,解决了光束偏摆造成输出结果误差较大的问题,也为光栅结构的优化设计提供参考依据.
目前偏光片透过率的测量方法依赖偏光片的相对转动,受光源偏振度以及探测器偏振响应的影响大,测量精度低.为解决上述问题,本文提出了基于Stokes矢量分析的方法,通过分析入射到偏光片以及从偏光片出射的偏振光的Stokes矢量的改变,结合最优化算法来解析样品的偏振特性,从而快速、精确地测量偏光片的透过率.该方法测量速度快、可扩展性强,对平板显示产业中光学薄膜的偏振特性的测量具有普适性.
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针对飞机270 V直流电源供电特性测试系统的校准需求,结合GJB 5189-2003《飞机供电特性参数测试方法》等相关标准,完成测试系统的校准项目和校准方法研究,并基于LabVIEW平台编写校准程序,实现了标准信号的生成和采集;基于直接数据合成、宽带精密放大和宽带分压等技术研制了测试系统的校准装置,形成校准系统,实现了稳态参数和瞬态参数的校准能力.编制现场验证试验大纲,并对电源试验台进行了现场试验.结果表明:该校准装置的功能和技术指标满足测试系统的校准需求,验证了以宽带精密放大和分压技术为基础的飞机270
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