摘要：为了测量某固体火箭发动机尾流粒子参数,设计了基于激光衰减法的实验系统,并在发动机试车中采取了消除尾流辐射干扰的措施。将实验结果与参考文献的激光衰减法测量结果进行了比较,结果一致,表明所获得光强衰减信号和测量结果是可信的。在发动机燃烧室压强为9.5 MPa时,利用激光衰减方法测量喷管出口的粒子尺度d32=0.9μm,实验数据误差为20%。

摘要：水分解推进系统是一种特别适用于微小卫星应用需求的技术方案,其性能与推力器燃烧过程和工作时序的匹配密切相关。为了优化设计、提高性能,使用快速响应的压力传感器对水分解推力器燃烧室内的定容预混燃烧过程进行了测量。典型信号显示,典型燃烧过程包括缓燃、爆燃及爆燃波反射、未烧完气体缓燃、燃气冷却及吸附等五个阶段。在氢氧混合气体的初始压力从30k Pa逐渐升高到90k Pa时,爆燃导致的压力最大值出现的时间从355μs缩短到172.5μs,爆燃强度逐渐增大,缓燃完成的时间基本不变,缓燃导致的最大压力逐渐增大,但是明显低于绝热定容燃烧,燃烧过程受散热和表面吸附的影响显著。燃烧和冷却的特征时间均为毫秒量级,推力器的排气时间精度应优于亚毫秒量级,以保证工作时序与燃烧及冷却吸附过程相匹配。

摘要：可调谐二极管吸收光谱技术(tunable diode laser absorption spectroscopy,TDLAS)已成为超声速燃烧的重要测量手段之一.为提高其空间分辨能力,需发展基于TDLAS,结合层析成像术的二维断层成像术(tunable diode laser absorption tomography,TDLAT).设计了一套基于6平行光束--旋转测量的新型TDLAT系统,吸收波长为7185.6cm-1和7444.3cm-1双线,采用分时--直接吸收探测策略.重建中,使用代数重建算法,先分别反演计算两吸收线的吸收率和吸收比分布,再获得温度和浓度分布.利用该系统,在CH4/Air预混平面燃烧炉上开展初步验证试验.结果表明,TDLAT系统可以反演出温度和浓度分布特征,反演的温度分布结果与热电偶测量值吻合较好.进一步改进该系统,可用于超燃直连台中,测量燃烧室出口气流的温度和组分浓度分布.

摘要：超高速飞行器的热防护设计必须考虑激波层内高温气体发射与吸收的辐射能量,需要有效的辐射加热评估手段。相应飞行条件下的光谱辐射强度地面实验测量是验证数值模型和方法、理解高焓流动的重要手段。基于燃烧驱动激波管,发展辐射强度标定技术,针对富氮气环境,开展高温气体光谱辐射强度的高分辨定量化测试,掌握辐射特征,为数值验证提供基础数据。实验获得了激波速度5.70和6.20km/s条件下的气体光谱辐射强度精细结构,数据表明激波波后的非平衡过程对辐射强度存在很大影响。通过求解耦合化学反应动力学模型的Navier-Stokes方程和辐射特性模型,得到对应实验条件下的流场参数和辐射强度,计算结果和实验数据符合很好,验证了数值模拟方法。

摘要：双模态冲压发动机的不同燃烧模态具有不同的稳焰机制和流态特征,并且在模态转换时伴随着显著的推力变化.因此,准确判断燃烧模态,对于捕捉发动机的燃烧区位置/范围、释热分布特征,以及为进一步优化燃烧室的设计(流道结构和供油布局)具有重要意义.目前尚无鉴别模态的有效试验方法,本文提出了一种模态鉴别的试验方法,并在超燃直连台上开展验证试验.试验中使用的测量技术包括:壁面静压、高速阴影/纹影、多通道可调谐二极管吸收光谱和高能态碳氢自由基CH~*自发光成像.利用多种测量方法的组合,可以同时获得燃烧室中气流静温、速度、马赫数分布,释热分布以及燃烧区位置/范围.这些试验数据能够用于判别模态,并获得不同模态的流动和火焰特征.

摘要：利用辐射光谱测量温度的原理,设计并制造了一种新型的非接触式光学辐射高温计。详细介绍该温度计的基本原理和标定方法,并将该温度计应用于火箭发动机喷管出口羽流的温度测量中,初步的实验结果和数值模拟结果相一致。

摘要：报道了激光二极管抽运的Nd∶YVO4晶体、LBO晶体Ⅱ类非临界相位匹配腔内倍频大功率红光激光器。通过对激光晶体热效应的考虑 ,设计了热不灵敏腔 ,采用低掺杂浓度Nd∶YVO4晶体 ,获得了 6 71nm红光的最高输出为890mW。