推进技术
2001年第22卷第2期文章目次
2001, 22(2):89-91,96.
摘要:
对国外军用航空发动机加力控制系统的研制现状和今后的发展方向进行了归纳和分析 ,讨论了加力燃油泵、加力燃油调节器、加力燃油计量和分配装置、喷口油源泵和喷口调节器的技术特点、方案选择和研究动向。全权限数字电子控制技术的研究和应用 ,将会对军用航空发动机的研究和发展产生巨大的影响。
对国外军用航空发动机加力控制系统的研制现状和今后的发展方向进行了归纳和分析 ,讨论了加力燃油泵、加力燃油调节器、加力燃油计量和分配装置、喷口油源泵和喷口调节器的技术特点、方案选择和研究动向。全权限数字电子控制技术的研究和应用 ,将会对军用航空发动机的研究和发展产生巨大的影响。
2001, 22(2):92-96.
摘要:
基于Arrhenius 幂律模型 ,给出了分析恒定应力加速可靠性增长试验分组数据的图方法。它们包括 :增长趋势、幂律模型的拟合优度、相同故障机理及拟合加速方法的图检验 ;幂律模型参数、加速方程系数、加速系数、激活能及正常与加速应力水平下MTBF的图估计 ,并用实例说明这些方法。
基于Arrhenius 幂律模型 ,给出了分析恒定应力加速可靠性增长试验分组数据的图方法。它们包括 :增长趋势、幂律模型的拟合优度、相同故障机理及拟合加速方法的图检验 ;幂律模型参数、加速方程系数、加速系数、激活能及正常与加速应力水平下MTBF的图估计 ,并用实例说明这些方法。
2001, 22(2):97-100.
摘要:
概述了吸热型碳氢燃料裂解催化剂、引发剂、抑制结焦的研究进展 ,分析了超临界流体对吸热型碳氢燃料催化裂解反应的影响 ,指出了今后的研究方向。
概述了吸热型碳氢燃料裂解催化剂、引发剂、抑制结焦的研究进展 ,分析了超临界流体对吸热型碳氢燃料催化裂解反应的影响 ,指出了今后的研究方向。
2001, 22(2):101-103.
摘要:
通过模块化编程 ,建立了新一代高性能补燃发动机启动过程的部件模型。虽然采用的是集中参数方法 ,但同时考虑了液体的惯性、粘性和压缩性 ,所以建立的常微分方程组能在一定程度上反映发动机工作过程的分布特性。
通过模块化编程 ,建立了新一代高性能补燃发动机启动过程的部件模型。虽然采用的是集中参数方法 ,但同时考虑了液体的惯性、粘性和压缩性 ,所以建立的常微分方程组能在一定程度上反映发动机工作过程的分布特性。
2001, 22(2):104-107,121.
摘要:
研究了基于小波分析的液体火箭发动机动态数据处理方法 ,给出了数据处理模型 ,应用小波奇异性检测和误差滤波理论 ,分析了动态数据的处理过程 ,并用某液体火箭发动机某次地面试车的动态测试数据进行了验证。结果表明 ,小波分析方法不需要过程误差的先验知识 ,能够同时完成异常数据的检测及相应误差的滤除任务 ,非常适合于液体火箭发动机的动态工作过程。
研究了基于小波分析的液体火箭发动机动态数据处理方法 ,给出了数据处理模型 ,应用小波奇异性检测和误差滤波理论 ,分析了动态数据的处理过程 ,并用某液体火箭发动机某次地面试车的动态测试数据进行了验证。结果表明 ,小波分析方法不需要过程误差的先验知识 ,能够同时完成异常数据的检测及相应误差的滤除任务 ,非常适合于液体火箭发动机的动态工作过程。
2001, 22(2):108-110.
摘要:
为了探索气 液两相脉冲爆震发动机模型内特征参数对产生爆震波的影响规律 ,系统地测试了以汽油为燃料、以空气为氧化剂的气 液两相脉冲爆震发动机模型在不同点火频率及不同余气系数下爆震波的峰值压力以及平均爆震波速 ,并对其变化进行了分析。通过分析实验结果发现 ,当余气系数α增大时 ,爆震波发动机性能下降 ,在爆震室长度一定时 ,点火频率等于脉冲爆震频率。
为了探索气 液两相脉冲爆震发动机模型内特征参数对产生爆震波的影响规律 ,系统地测试了以汽油为燃料、以空气为氧化剂的气 液两相脉冲爆震发动机模型在不同点火频率及不同余气系数下爆震波的峰值压力以及平均爆震波速 ,并对其变化进行了分析。通过分析实验结果发现 ,当余气系数α增大时 ,爆震波发动机性能下降 ,在爆震室长度一定时 ,点火频率等于脉冲爆震频率。
2001, 22(2):111-113.
摘要:
介绍了发动机性能监视与诊断系统的功能 ,并讲述了软件系统总体设计方案 ,给出了软件系统流程图 ,论述了气路参数分析法在某弹用涡喷发动机故障诊断中的具体运用 ,通过数值试验表明了诊断方法的有效性。
介绍了发动机性能监视与诊断系统的功能 ,并讲述了软件系统总体设计方案 ,给出了软件系统流程图 ,论述了气路参数分析法在某弹用涡喷发动机故障诊断中的具体运用 ,通过数值试验表明了诊断方法的有效性。
2001, 22(2):114-117.
摘要:
提出了一种基于小波和模糊神经网络的涡喷发动机故障诊断方法。即利用小波变换获取特征域 ,取特征域上的峰值因子、脉冲因子、裕度因子、偏态因子、峭度因子及频谱最大值作为神经网络的输入 ,并对神经网络的输入、输出进行模糊化处理 ,以神经网络进行诊断。将该方法成功地应用于某型涡喷发动机的故障诊断 ,结果表明 ,该方法诊断效果明显。
提出了一种基于小波和模糊神经网络的涡喷发动机故障诊断方法。即利用小波变换获取特征域 ,取特征域上的峰值因子、脉冲因子、裕度因子、偏态因子、峭度因子及频谱最大值作为神经网络的输入 ,并对神经网络的输入、输出进行模糊化处理 ,以神经网络进行诊断。将该方法成功地应用于某型涡喷发动机的故障诊断 ,结果表明 ,该方法诊断效果明显。
2001, 22(2):118-121.
摘要:
按照MacCormack时间分裂方法 ,应用NND格式、对流迎风矢通量分裂 (AUSM)技术和Baldwin Lomax混合长度代数湍流模型 ,对贴体坐标系下三维雷诺平均N S方程进行有限差分离散。数值计算了均匀来流和非均匀来流条件下二元混压超声速进气道三维湍流流动状态 ,分析了该进气道主要性能参数随出口反压、来流马赫数、导弹工作高度及飞行攻角的变化特性 ,为深入研究进气道性能提供了一定辅助手段。
按照MacCormack时间分裂方法 ,应用NND格式、对流迎风矢通量分裂 (AUSM)技术和Baldwin Lomax混合长度代数湍流模型 ,对贴体坐标系下三维雷诺平均N S方程进行有限差分离散。数值计算了均匀来流和非均匀来流条件下二元混压超声速进气道三维湍流流动状态 ,分析了该进气道主要性能参数随出口反压、来流马赫数、导弹工作高度及飞行攻角的变化特性 ,为深入研究进气道性能提供了一定辅助手段。
2001, 22(2):122-125.
摘要:
实验研究了收敛喷管在高温 (约 913K)、高速 (超临界 )流动状态下 ,加装小突片后对热排气的红外辐射抑制特性 ,并探讨了小突片安装片数、后倾角度、堵塞比等因素对红外辐射抑制特性的影响。结果表明 ,小突片对热排气的红外辐射具有明显的抑制作用 ,与不装小突片时相比 ,不仅使热排气的核心区长度大为缩短 ,而且使热排气的总体红外辐射信号大幅度下降 (在实验范围内 ,最大可下降约 73% )。
实验研究了收敛喷管在高温 (约 913K)、高速 (超临界 )流动状态下 ,加装小突片后对热排气的红外辐射抑制特性 ,并探讨了小突片安装片数、后倾角度、堵塞比等因素对红外辐射抑制特性的影响。结果表明 ,小突片对热排气的红外辐射具有明显的抑制作用 ,与不装小突片时相比 ,不仅使热排气的核心区长度大为缩短 ,而且使热排气的总体红外辐射信号大幅度下降 (在实验范围内 ,最大可下降约 73% )。
2001, 22(2):126-128.
摘要:
根据热辐射理论 ,分析空间发动机组外向辐射传热的基本特点 ,得出在地面用模型喷管———电热喷管缩比件模拟这一传热现象的必要条件为两者几何相似 ,壁面热流密度q以及表面黑度ε相等。可行性分析为地面模拟试验提供了科学的依据 ,其结论可用来指导试验。
根据热辐射理论 ,分析空间发动机组外向辐射传热的基本特点 ,得出在地面用模型喷管———电热喷管缩比件模拟这一传热现象的必要条件为两者几何相似 ,壁面热流密度q以及表面黑度ε相等。可行性分析为地面模拟试验提供了科学的依据 ,其结论可用来指导试验。
2001, 22(2):129-132.
摘要:
为了对弯曲管道内的湍流流动特性进行有效的预测 ,用显式代数应力模式对一典型的弯曲管道内流动进行了数值模拟和分析 ,计算结果表明 :(1)显式代数应力模式能对弯曲管道内流动的平均量 (如速度、压力、摩阻等 )进行较为准确的预测 ;(2 )对模式中的ε方程做适当修正后 ,该模式能较好地模拟出流动曲率效应对湍流特性的影响 ,是对雷诺应力模式的一个比较好的近似。此外 ,该模式在形式上与标准k ε两方程模式类似 ,使用方便 ,具有较强的工程实用价值。
为了对弯曲管道内的湍流流动特性进行有效的预测 ,用显式代数应力模式对一典型的弯曲管道内流动进行了数值模拟和分析 ,计算结果表明 :(1)显式代数应力模式能对弯曲管道内流动的平均量 (如速度、压力、摩阻等 )进行较为准确的预测 ;(2 )对模式中的ε方程做适当修正后 ,该模式能较好地模拟出流动曲率效应对湍流特性的影响 ,是对雷诺应力模式的一个比较好的近似。此外 ,该模式在形式上与标准k ε两方程模式类似 ,使用方便 ,具有较强的工程实用价值。
13 航空发动机的LTR控制
2001, 22(2):133-136.
摘要:
研究了航空发动机的传递函数回路法 (LTR)控制。提出了一种简单而有效的适用于最小相位对象的目标回路设计方法 ,它根据控制系统的频带宽度要求直接得出目标回路 ,所设计目标回路不仅稳定而且传递函数为对角阵。由于目标回路的传递函数可以通过LTR步骤加以恢复 ,因而此目标回路的LTR控制系统具有良好的性能 (包括解耦性能 )。将此设计方法应用于某型涡扇发动机的LTR控制 ,取得了良好的控制效果。
研究了航空发动机的传递函数回路法 (LTR)控制。提出了一种简单而有效的适用于最小相位对象的目标回路设计方法 ,它根据控制系统的频带宽度要求直接得出目标回路 ,所设计目标回路不仅稳定而且传递函数为对角阵。由于目标回路的传递函数可以通过LTR步骤加以恢复 ,因而此目标回路的LTR控制系统具有良好的性能 (包括解耦性能 )。将此设计方法应用于某型涡扇发动机的LTR控制 ,取得了良好的控制效果。
2001, 22(2):137-138,146.
摘要:
对某双转子涡喷发动机装与不装飞机进气道进行了台架对比实验 ,测量了发动机的状态参数和进口压力场。根据实验结果 ,分析了飞机进气道引起发动机的进气畸变和对发动机台架性能及台架点的影响 ,并讨论了造成变化的原因。实验结果对于正确使用该类型双转子涡喷发动机具有重要的现实意义。
对某双转子涡喷发动机装与不装飞机进气道进行了台架对比实验 ,测量了发动机的状态参数和进口压力场。根据实验结果 ,分析了飞机进气道引起发动机的进气畸变和对发动机台架性能及台架点的影响 ,并讨论了造成变化的原因。实验结果对于正确使用该类型双转子涡喷发动机具有重要的现实意义。
2001, 22(2):139-142.
摘要:
采用非线性连续损伤力学模型对某发动机涡轮轮盘在典型任务工况下的蠕变损伤和寿命进行分析 ,并同当前普遍使用的累积损伤理论进行比较 ,指出了累积损伤理论存在的问题。分析结果表明 ,连续损伤模型能更合理地描述材料蠕变损伤的累积发展过程。
采用非线性连续损伤力学模型对某发动机涡轮轮盘在典型任务工况下的蠕变损伤和寿命进行分析 ,并同当前普遍使用的累积损伤理论进行比较 ,指出了累积损伤理论存在的问题。分析结果表明 ,连续损伤模型能更合理地描述材料蠕变损伤的累积发展过程。
2001, 22(2):143-146.
摘要:
计入工质与高、低温侧换热器的热阻损失 ,用有限时间热力学方法 ,导出了变温热源条件下内可逆布雷顿循环功率密度与压比间的解析式 ,借助于数值计算 ,研究了高、低温侧换热器的热导率分配和工质与热源间的热容率匹配对最大功率密度的影响。
计入工质与高、低温侧换热器的热阻损失 ,用有限时间热力学方法 ,导出了变温热源条件下内可逆布雷顿循环功率密度与压比间的解析式 ,借助于数值计算 ,研究了高、低温侧换热器的热导率分配和工质与热源间的热容率匹配对最大功率密度的影响。
2001, 22(2):147-150.
摘要:
采用高精度的WeightedENO格式 ,结合两方程湍流模型 ,准确模拟了二次射流形成的干扰流场 ,详细地描述了平板上单股射流干扰流场和喷管扩张段二次射流干扰流场中的激波、流动分离和旋涡运动 ,同实验结果进行了比较。探讨了射流 /主流总压比、射流宽度、以及射流与来流夹角对射流穿透深度、分离距离等影响 ,揭示了二次射流推力矢量控制干扰流场的控制机理。
采用高精度的WeightedENO格式 ,结合两方程湍流模型 ,准确模拟了二次射流形成的干扰流场 ,详细地描述了平板上单股射流干扰流场和喷管扩张段二次射流干扰流场中的激波、流动分离和旋涡运动 ,同实验结果进行了比较。探讨了射流 /主流总压比、射流宽度、以及射流与来流夹角对射流穿透深度、分离距离等影响 ,揭示了二次射流推力矢量控制干扰流场的控制机理。
2001, 22(2):151-154.
摘要:
为航天发射场安全技术文件的制定提供推进剂污染方面的数据 ,进行了四氧化二氮 (N2 O4 )和偏二甲肼 (UDMH)爆炸实验研究 ,获得了地面推进剂残余量和毒气扩散的实验测量数据 ,提出的液体火箭爆炸地面上推进剂污染范围和残余量等参数的计算公式可以用于工程估算。
为航天发射场安全技术文件的制定提供推进剂污染方面的数据 ,进行了四氧化二氮 (N2 O4 )和偏二甲肼 (UDMH)爆炸实验研究 ,获得了地面推进剂残余量和毒气扩散的实验测量数据 ,提出的液体火箭爆炸地面上推进剂污染范围和残余量等参数的计算公式可以用于工程估算。
2001, 22(2):155-156,164.
摘要:
应用脉冲枪不稳定燃烧模型对有 /无声腔的MMH/NTO火箭发动机的燃烧稳定性进行了数值模拟 ,比较了 3台MMH/NTO发动机的燃烧动态稳定性 ,计算与发动机的试车结果一致。
应用脉冲枪不稳定燃烧模型对有 /无声腔的MMH/NTO火箭发动机的燃烧稳定性进行了数值模拟 ,比较了 3台MMH/NTO发动机的燃烧动态稳定性 ,计算与发动机的试车结果一致。
2001, 22(2):157-161.
摘要:
对采用高温富油燃气作引导火焰的煤油超声速燃烧进行了研究。根据试验测得的壁面静压分布 ,采用一维简化模型处理与分析数据 ,得出了不同试验条件下的燃烧效率与总压恢复系数 ;对超声速燃烧室内的静压分布特点作出了分析 ;对超声速燃烧室入口处的气流总温 ,燃料喷射位置 ,以及燃料总体当量比对燃烧室内静压分布、燃烧效率与总压恢复系数的影响进行了讨论。
对采用高温富油燃气作引导火焰的煤油超声速燃烧进行了研究。根据试验测得的壁面静压分布 ,采用一维简化模型处理与分析数据 ,得出了不同试验条件下的燃烧效率与总压恢复系数 ;对超声速燃烧室内的静压分布特点作出了分析 ;对超声速燃烧室入口处的气流总温 ,燃料喷射位置 ,以及燃料总体当量比对燃烧室内静压分布、燃烧效率与总压恢复系数的影响进行了讨论。
2001, 22(2):162-164.
摘要:
研究了细AP含量、增塑剂癸二酸二异辛酯 (DOS)含量和键合剂LW1等因素对HTPB/IPDI高燃速推进剂 - 5 5℃低温力学性能的影响 ,获得了一个使用温度范围广 (- 5 5℃～ + 70℃ )、综合性能优良的丁羟高燃速推进剂配方。该推进剂除具有能量高、燃速高等特点外 ,还有优良的力学性能 ,70℃最大抗拉强度 (σm)大于 0 5MPa ,2 5℃ ,70℃最大伸长率 (εm)大于 45 % ,- 5 5℃时的伸长率大于 30 %。
研究了细AP含量、增塑剂癸二酸二异辛酯 (DOS)含量和键合剂LW1等因素对HTPB/IPDI高燃速推进剂 - 5 5℃低温力学性能的影响 ,获得了一个使用温度范围广 (- 5 5℃～ + 70℃ )、综合性能优良的丁羟高燃速推进剂配方。该推进剂除具有能量高、燃速高等特点外 ,还有优良的力学性能 ,70℃最大抗拉强度 (σm)大于 0 5MPa ,2 5℃ ,70℃最大伸长率 (εm)大于 45 % ,- 5 5℃时的伸长率大于 30 %。
2001, 22(2):165-170.
摘要:
采用热分析、微热电偶技术、燃速测试、熄火表面的扫描电镜观测等实验方法 ,研究了不同类型的复合催化剂对PDADN RDX CMDB推进剂燃烧特性的影响。结果发现 ,邻苯二甲酸铅 /雷索辛酸铜 /炭黑与雷索辛酸铅铜 /炭黑两类复合催化剂可较好地改善PDADN RDX CMDB推进剂的燃烧特性 ,明显降低其压强指数且同时提高燃速 ,基于实验现象的观测结果分析 ,提出了“气泡 凝聚相反应”理论 ,解释了该类推进剂在中低压区发生的“超速燃烧”现象。
采用热分析、微热电偶技术、燃速测试、熄火表面的扫描电镜观测等实验方法 ,研究了不同类型的复合催化剂对PDADN RDX CMDB推进剂燃烧特性的影响。结果发现 ,邻苯二甲酸铅 /雷索辛酸铜 /炭黑与雷索辛酸铅铜 /炭黑两类复合催化剂可较好地改善PDADN RDX CMDB推进剂的燃烧特性 ,明显降低其压强指数且同时提高燃速 ,基于实验现象的观测结果分析 ,提出了“气泡 凝聚相反应”理论 ,解释了该类推进剂在中低压区发生的“超速燃烧”现象。
2001, 22(2):171-173.
摘要:
建立了一种测定固体推进剂泊松比的方法———圆管发动机法。测定了两种不同外内径比的圆管发动机药柱在固化降温后内孔的最大径向形变量 ,以该形变量为依据 ,利用药柱在固化降温过程的有限元计算程序 ,拟合计算出该配方药柱在固化降温后于不同温度下的泊松比 ,测定相对误差均不超过 0 5 %。
建立了一种测定固体推进剂泊松比的方法———圆管发动机法。测定了两种不同外内径比的圆管发动机药柱在固化降温后内孔的最大径向形变量 ,以该形变量为依据 ,利用药柱在固化降温过程的有限元计算程序 ,拟合计算出该配方药柱在固化降温后于不同温度下的泊松比 ,测定相对误差均不超过 0 5 %。
2001, 22(2):174-176.
摘要:
为了精确测量小功率电推力器的小推力 ,从理论上提出了一种小推力测量的方法 ,即利用电磁反馈补偿方法使推力测量天平工作在随遇平衡状态 (或接近于随遇平衡状态 ) ,消除气路和电路连接的影响 ,电磁力反馈补偿推力器产生的推力。通过对电弧加热等离子体推力器 (Arcjet)的热实验 ,测量装置测量了不同工况下的推力值。实验证明此测量方法可准确测得电推力器工作的小推力。
为了精确测量小功率电推力器的小推力 ,从理论上提出了一种小推力测量的方法 ,即利用电磁反馈补偿方法使推力测量天平工作在随遇平衡状态 (或接近于随遇平衡状态 ) ,消除气路和电路连接的影响 ,电磁力反馈补偿推力器产生的推力。通过对电弧加热等离子体推力器 (Arcjet)的热实验 ,测量装置测量了不同工况下的推力值。实验证明此测量方法可准确测得电推力器工作的小推力。
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