推进技术
2001年第22卷第4期文章目次
2001, 22(4):265-268.
摘要:
基于Arrhenius或逆幂律 幂律模型 ,对恒定应力加速可靠性增长试验 (CSARGT)的单独故障时间数据的情况 ,给出了统计分析方法 ,并用数值例说明了这些方法。
基于Arrhenius或逆幂律 幂律模型 ,对恒定应力加速可靠性增长试验 (CSARGT)的单独故障时间数据的情况 ,给出了统计分析方法 ,并用数值例说明了这些方法。
2001, 22(4):269-275.
摘要:
根据 2 0 0 0年第 31届ICT国际年会的报告及交流内容 ,结合近年来国内外的有关文献报道 ,对新型含能材料及其在推进剂中应用的研究 ,按照高能氧化剂、含能粘合剂、高能燃料等分别进行了较详细的介绍和述评。
根据 2 0 0 0年第 31届ICT国际年会的报告及交流内容 ,结合近年来国内外的有关文献报道 ,对新型含能材料及其在推进剂中应用的研究 ,按照高能氧化剂、含能粘合剂、高能燃料等分别进行了较详细的介绍和述评。
2001, 22(4):276-278,318.
摘要:
提出了有效的加速寿命试验对加速系数的要求 ,讨论了加速系数的性质与用途 ,并给出了常见的失效分布族。
提出了有效的加速寿命试验对加速系数的要求 ,讨论了加速系数的性质与用途 ,并给出了常见的失效分布族。
2001, 22(4):279-281.
摘要:
为了在地面试验中测量校正发动机的等效力 ,需要将柔性试车台调整为与火箭弹弹体具有相同的振动特性。根据解析表达式估算试车台系统的固有频率 ,调整配重、弹性和阻尼元件参数 ,使得试车台与弹体有相同的固有频率 ,然后用数值计算方法对试车台的时域响应特性进行分析 ,最终确定各个参数。采用这种方法可以一次将试车台调整到与火箭弹体具有尽可能一致的运动特性 ,测得弹体受到的等效力。该方法准确迅速 ,大大加快了试验进度 ,也为评估弹体对横向控制力的响应特性提供了一种直接的试验方法。
为了在地面试验中测量校正发动机的等效力 ,需要将柔性试车台调整为与火箭弹弹体具有相同的振动特性。根据解析表达式估算试车台系统的固有频率 ,调整配重、弹性和阻尼元件参数 ,使得试车台与弹体有相同的固有频率 ,然后用数值计算方法对试车台的时域响应特性进行分析 ,最终确定各个参数。采用这种方法可以一次将试车台调整到与火箭弹体具有尽可能一致的运动特性 ,测得弹体受到的等效力。该方法准确迅速 ,大大加快了试验进度 ,也为评估弹体对横向控制力的响应特性提供了一种直接的试验方法。
2001, 22(4):282-285.
摘要:
研制的火箭发动机一维喷管非平衡流通用计算软件 ,建立在一个统一的化学反应库之上。该通用计算软件可对推进剂元素为碳、氢、氧、氮、氟、氯的火箭发动机喷管进行一维化学非平衡流数值模拟。通过计算推进剂元素为氢、氧和碳、氢、氧、氮的喷管一维化学非平衡流 ,得到了喷管流场的速度、温度、密度、压力及各组分的质量百分比等参数 ,为工程设计提供了依据。
研制的火箭发动机一维喷管非平衡流通用计算软件 ,建立在一个统一的化学反应库之上。该通用计算软件可对推进剂元素为碳、氢、氧、氮、氟、氯的火箭发动机喷管进行一维化学非平衡流数值模拟。通过计算推进剂元素为氢、氧和碳、氢、氧、氮的喷管一维化学非平衡流 ,得到了喷管流场的速度、温度、密度、压力及各组分的质量百分比等参数 ,为工程设计提供了依据。
2001, 22(4):286-289.
摘要:
为了发展液体火箭发动机的气动谐振管非电点火新技术 ,提出了一种新颖的组合喷嘴混气谐振加热方案 ,并介绍了所研制的氦气谐振热表面点火器和同轴氢氧谐振火炬点火器 ,给出了气动谐振管点火器工程设计的一般原则和相关参数的选择
为了发展液体火箭发动机的气动谐振管非电点火新技术 ,提出了一种新颖的组合喷嘴混气谐振加热方案 ,并介绍了所研制的氦气谐振热表面点火器和同轴氢氧谐振火炬点火器 ,给出了气动谐振管点火器工程设计的一般原则和相关参数的选择
2001, 22(4):290-294.
摘要:
提出液体火箭发动机层板推力室再生冷却通道传热过程的数理模型。采用通用形式控制方程处理冷却剂紊流换热和通道材料导热的共轭传热问题 ,计算采用LVEL紊流模型 ,并考虑冷却剂 (氢 )的热物性参数随温度和压力的变化及层板材料热物性随温度的变化。结果表明 ,采用大高宽比、小气壁厚度的通道设计 ,可显著提高再生冷却能力 ,降低室壁温度和温差。采用对流换热系数和热物性为常数的简化处理会引起很大误差。
提出液体火箭发动机层板推力室再生冷却通道传热过程的数理模型。采用通用形式控制方程处理冷却剂紊流换热和通道材料导热的共轭传热问题 ,计算采用LVEL紊流模型 ,并考虑冷却剂 (氢 )的热物性参数随温度和压力的变化及层板材料热物性随温度的变化。结果表明 ,采用大高宽比、小气壁厚度的通道设计 ,可显著提高再生冷却能力 ,降低室壁温度和温差。采用对流换热系数和热物性为常数的简化处理会引起很大误差。
2001, 22(4):294-294.
摘要:
在推进技术论文中 ,“马赫数”是使用频率很高的量 ,但文稿中对这一量与符号的使用常有差错或不规范 ,需根据ＧＢ310 0～ 310 2 93系列标准的要求 ,强调其含义的科学性和表述的准确性。(1)马赫数是动量传递特征数 ,英文名称为 :Ｍａｃｈｎｕｍｂｅｒ。ＧＢ310 2 .12规定 ,特征数的符号由两个字母组成 ,其中马赫数的符号为Ｍａ ,因而用“Ｍ”表示马赫数是不确切的。(2 )所有特征数的名称均有“数”字 ,如雷诺数、欧拉数、韦伯数、克努森数、傅里叶数…… ,这“数”字不可省略。因而不能将“马赫数”简化成“马赫”。(3)马赫数是量的名称 (非量的单位 ) ,定义为Ｍａ =ｖ/ｃ ,即
在推进技术论文中 ,“马赫数”是使用频率很高的量 ,但文稿中对这一量与符号的使用常有差错或不规范 ,需根据ＧＢ310 0～ 310 2 93系列标准的要求 ,强调其含义的科学性和表述的准确性。(1)马赫数是动量传递特征数 ,英文名称为 :Ｍａｃｈｎｕｍｂｅｒ。ＧＢ310 2 .12规定 ,特征数的符号由两个字母组成 ,其中马赫数的符号为Ｍａ ,因而用“Ｍ”表示马赫数是不确切的。(2 )所有特征数的名称均有“数”字 ,如雷诺数、欧拉数、韦伯数、克努森数、傅里叶数…… ,这“数”字不可省略。因而不能将“马赫数”简化成“马赫”。(3)马赫数是量的名称 (非量的单位 ) ,定义为Ｍａ =ｖ/ｃ ,即
2001, 22(4):295-298.
摘要:
采用有限元法数值模拟带二次流可调收 -扩喷管内外跨声速和超声速流场 ,在计算中采用四边形等参元确定位移函数 ,利用加权余量法中的Galerkin法建立有限元方程 ,数值研究三种型式喷管和四种飞行工况下尾喷管内外流场。计算结果与实验数据符合较好 ,说明可用此数值模拟技术帮助开展实验研究 ,进行尾喷管优化设计。
采用有限元法数值模拟带二次流可调收 -扩喷管内外跨声速和超声速流场 ,在计算中采用四边形等参元确定位移函数 ,利用加权余量法中的Galerkin法建立有限元方程 ,数值研究三种型式喷管和四种飞行工况下尾喷管内外流场。计算结果与实验数据符合较好 ,说明可用此数值模拟技术帮助开展实验研究 ,进行尾喷管优化设计。
2001, 22(4):299-302.
摘要:
为了深入了解旋转涡轮叶片内冷通道中的紊流特性 ,并为CFD研究提供实验数据 ,用激光多普勒测速仪 (LDA)测量了旋转U型通道中分离流的雷诺应力分量。通道的转轴与弯道的曲率轴平行 ,测量是在与转轴垂直的对称平面中进行的 ,流动状态为Re=10 0 ,0 0 0 ,Ro =0 ,0 2和 - 0 2。直接测量的分量为u2 x,u2 z和uxuz,结果表明旋转对紊流分布的形式有很强的影响。在测量的三种旋转状态中Ro =0 2的正转和Ro =0 2的负转分别具有最低和最高的紊流强度。根据测量到的信息估算了雷诺应力uiuj的产生率 ,结果显示负转的产生率比正转时高
为了深入了解旋转涡轮叶片内冷通道中的紊流特性 ,并为CFD研究提供实验数据 ,用激光多普勒测速仪 (LDA)测量了旋转U型通道中分离流的雷诺应力分量。通道的转轴与弯道的曲率轴平行 ,测量是在与转轴垂直的对称平面中进行的 ,流动状态为Re=10 0 ,0 0 0 ,Ro =0 ,0 2和 - 0 2。直接测量的分量为u2 x,u2 z和uxuz,结果表明旋转对紊流分布的形式有很强的影响。在测量的三种旋转状态中Ro =0 2的正转和Ro =0 2的负转分别具有最低和最高的紊流强度。根据测量到的信息估算了雷诺应力uiuj的产生率 ,结果显示负转的产生率比正转时高
2001, 22(4):303-306.
摘要:
以弹用小型涡喷发动机为研究对象 ,在充分考虑了发动机数字控制系统设计过程中的实时仿真、数控台架试车、数控系统成型装备飞机与导弹等实际情况的基础上 ,采用PC/ 10 4为数控系统控制器 ,以计算机模型替代真实发动机 ,设计了发动机数控含实物实时仿真系统。具体介绍了系统硬件设计 ;自适应预测控制器设计及其试验研究等。仿真结果表明 :系统能实时地反映在控制系统作用下发动机的运行情况 ,为发动机全权限数字电子控制(FADEC)系统研究提供了良好的试验手段。
以弹用小型涡喷发动机为研究对象 ,在充分考虑了发动机数字控制系统设计过程中的实时仿真、数控台架试车、数控系统成型装备飞机与导弹等实际情况的基础上 ,采用PC/ 10 4为数控系统控制器 ,以计算机模型替代真实发动机 ,设计了发动机数控含实物实时仿真系统。具体介绍了系统硬件设计 ;自适应预测控制器设计及其试验研究等。仿真结果表明 :系统能实时地反映在控制系统作用下发动机的运行情况 ,为发动机全权限数字电子控制(FADEC)系统研究提供了良好的试验手段。
2001, 22(4):307-310.
摘要:
采用基于平行压气机理论的准一维时间相关模型方程以及激盘 滞后 容积的压气机级模型 ,研究了进气畸变对航空燃气涡轮发动机压缩系统稳定工作边界的影响 ,在一定物理转速和流量条件下的压气机稳态工作点参数则采用级堆叠方法进行计算。对总压畸变、总温畸变等进气条件下压气机稳定工作边界的变化进行了计算分析 ,结果表明进气总压畸变和进气总温畸变对发动机稳定性有很大的影响 ,畸变进气使得压气机稳定工作边界在压气机的特性图中向右下方移动 ,降低了发动机的喘振裕度。
采用基于平行压气机理论的准一维时间相关模型方程以及激盘 滞后 容积的压气机级模型 ,研究了进气畸变对航空燃气涡轮发动机压缩系统稳定工作边界的影响 ,在一定物理转速和流量条件下的压气机稳态工作点参数则采用级堆叠方法进行计算。对总压畸变、总温畸变等进气条件下压气机稳定工作边界的变化进行了计算分析 ,结果表明进气总压畸变和进气总温畸变对发动机稳定性有很大的影响 ,畸变进气使得压气机稳定工作边界在压气机的特性图中向右下方移动 ,降低了发动机的喘振裕度。
2001, 22(4):311-314.
摘要:
通过对二维泊松方程增加伪时间项 ,采用时间推进法求解生成二维网格 ,利用拉格朗日插值生成三维网格 ,给出了一种在涡轮发动机复杂区域中生成结构化网格的计算方法。该方法很好地保证了网格的质量和正交性。大量的计算算例表明该网格的生成方法和区域分解算法相结合可以对复杂区域流场的流动细节进行很好的模拟
通过对二维泊松方程增加伪时间项 ,采用时间推进法求解生成二维网格 ,利用拉格朗日插值生成三维网格 ,给出了一种在涡轮发动机复杂区域中生成结构化网格的计算方法。该方法很好地保证了网格的质量和正交性。大量的计算算例表明该网格的生成方法和区域分解算法相结合可以对复杂区域流场的流动细节进行很好的模拟
2001, 22(4):315-318.
摘要:
对一维的加质燃烧室流场、轴对称的二维喷管内流场和高燃速药柱燃烧完成后的燃烧室二维内流场以及三维药柱几何做了一体化计算。应用轴对称的N S方程、TVD有限体积法的显式MacCormack格式 ,对燃烧室后段及长尾喷管跨声速流场进行求解 ,得到了双燃速内弹道性能和轴对称二维流场中燃气参数的分布。结果具有较高的精度 ,并为进一步的燃烧室和喷管热结构分析提供数值依据。
对一维的加质燃烧室流场、轴对称的二维喷管内流场和高燃速药柱燃烧完成后的燃烧室二维内流场以及三维药柱几何做了一体化计算。应用轴对称的N S方程、TVD有限体积法的显式MacCormack格式 ,对燃烧室后段及长尾喷管跨声速流场进行求解 ,得到了双燃速内弹道性能和轴对称二维流场中燃气参数的分布。结果具有较高的精度 ,并为进一步的燃烧室和喷管热结构分析提供数值依据。
15 子空间辨识方法的改进
2001, 22(4):319-321.
摘要:
针对现代航空发动机的自适应控制和故障监控领域建立物理意义明确的系统动态模型的需要 ,基于数字子空间状态空间系统辨识 (N4SID)方法 ,提出并推导了指定状态变量的子空间辨识方法 ,并在某型双转子涡喷发动机气动热力学模型上进行了仿真实验 ,说明通过指定状态变量的子空间辨识方法可以得到较好的辨识结果
针对现代航空发动机的自适应控制和故障监控领域建立物理意义明确的系统动态模型的需要 ,基于数字子空间状态空间系统辨识 (N4SID)方法 ,提出并推导了指定状态变量的子空间辨识方法 ,并在某型双转子涡喷发动机气动热力学模型上进行了仿真实验 ,说明通过指定状态变量的子空间辨识方法可以得到较好的辨识结果
2001, 22(4):322-325.
摘要:
在高温条件下 ,对三种轴对称收 扩喷管超声段壁面排气引射冷却方案 (缝隙式气膜冷却、离散孔气膜冷却和冲击 气膜组合冷却 )进行了试验研究。得到了不同冷却方案的壁面压力分布、壁面温度分布和红外辐射特性 ,以及冷却气流量对这些性能的影响。结果表明 :采用排气引射冷却技术可以大幅度降低喷管的壁温和红外信号特征 ,其中缝隙式气膜冷却的应用前景最好 ,离散孔式气膜冷却值得深入研究 ,冲击 气膜组合冷却不适合作为喷管排气引射冷却的基本方案
在高温条件下 ,对三种轴对称收 扩喷管超声段壁面排气引射冷却方案 (缝隙式气膜冷却、离散孔气膜冷却和冲击 气膜组合冷却 )进行了试验研究。得到了不同冷却方案的壁面压力分布、壁面温度分布和红外辐射特性 ,以及冷却气流量对这些性能的影响。结果表明 :采用排气引射冷却技术可以大幅度降低喷管的壁温和红外信号特征 ,其中缝隙式气膜冷却的应用前景最好 ,离散孔式气膜冷却值得深入研究 ,冲击 气膜组合冷却不适合作为喷管排气引射冷却的基本方案
2001, 22(4):326-328.
摘要:
稳态等离子体推力器 (SPT)是技术性能和空间适应性良好的电推力器 ,是小卫星空间动力的理想选择。从实验的角度研究了额定功率为 6 6 0W的SPT在低于其额定功率下运行 ,推力器的放电特性、推力特性、推力效率、比冲等性能随推力器工作参数的变化。实验结果表明 :6 6 0W的SPT推力器在低于其额定功率下工作 ,具有稳定的放电特性和确定的推力性能 ,可以将较大尺寸的SPT推力器在低功率模式下运行来替代小尺寸SPT推力器的作用
稳态等离子体推力器 (SPT)是技术性能和空间适应性良好的电推力器 ,是小卫星空间动力的理想选择。从实验的角度研究了额定功率为 6 6 0W的SPT在低于其额定功率下运行 ,推力器的放电特性、推力特性、推力效率、比冲等性能随推力器工作参数的变化。实验结果表明 :6 6 0W的SPT推力器在低于其额定功率下工作 ,具有稳定的放电特性和确定的推力性能 ,可以将较大尺寸的SPT推力器在低功率模式下运行来替代小尺寸SPT推力器的作用
2001, 22(4):329-331.
摘要:
结合某固体发动机的研制 ,利用数理统计方法 ,将两种药柱制造工艺 (带芯浇注工艺与插芯工艺 )对其燃速的影响作了分析。结果表明 ,在 - 40℃下 ,两种工艺状态下的平均燃速有显著差别。
结合某固体发动机的研制 ,利用数理统计方法 ,将两种药柱制造工艺 (带芯浇注工艺与插芯工艺 )对其燃速的影响作了分析。结果表明 ,在 - 40℃下 ,两种工艺状态下的平均燃速有显著差别。
2001, 22(4):332-336.
摘要:
为了研究性能参数的分布对药柱结构完整性的影响 ,以不可压缩粘弹增量有限元和摄动法为基础 ,采用局部平均方法对随机场进行离散 ,发展了一种松弛模量随机粘弹有限元方法 ,讨论了模量的随机性对结构分析的影响。对药柱进行随机模拟 ,程序实施简单 ,计算效率和精度较高。
为了研究性能参数的分布对药柱结构完整性的影响 ,以不可压缩粘弹增量有限元和摄动法为基础 ,采用局部平均方法对随机场进行离散 ,发展了一种松弛模量随机粘弹有限元方法 ,讨论了模量的随机性对结构分析的影响。对药柱进行随机模拟 ,程序实施简单 ,计算效率和精度较高。
2001, 22(4):337-340.
摘要:
采用溶胀比测试和原位拉伸扫描电镜观测等手段 ,研究了中性聚合物键合剂 (NPBA)对硝胺填充固体推进剂界面作用的影响。结果表明 ,NPBA能在硝胺颗粒周围形成一层高模量中间相 ,有效地解决了“脱湿”问题 ,提高了推进剂的拉伸性能。
采用溶胀比测试和原位拉伸扫描电镜观测等手段 ,研究了中性聚合物键合剂 (NPBA)对硝胺填充固体推进剂界面作用的影响。结果表明 ,NPBA能在硝胺颗粒周围形成一层高模量中间相 ,有效地解决了“脱湿”问题 ,提高了推进剂的拉伸性能。
2001, 22(4):341-344.
摘要:
采用三乙胺为有机模板剂 ,异丙醇铝为铝源 ,硅酸四乙酯为硅源 ,用水热法合成新型SAPO 34硅磷酸铝分子筛催化剂。通过X射线衍射、扫描电镜、红外光谱等方法对该新型催化剂的结构进行了分析 ,并研究了其热稳定性、表面组成及催化性能。实验结果表明 ,SAPO 34分子筛催化剂有高的不饱和烯烃选择性 ,说明是一类很有发展前景的吸热型碳氢燃料用的催化剂。
采用三乙胺为有机模板剂 ,异丙醇铝为铝源 ,硅酸四乙酯为硅源 ,用水热法合成新型SAPO 34硅磷酸铝分子筛催化剂。通过X射线衍射、扫描电镜、红外光谱等方法对该新型催化剂的结构进行了分析 ,并研究了其热稳定性、表面组成及催化性能。实验结果表明 ,SAPO 34分子筛催化剂有高的不饱和烯烃选择性 ,说明是一类很有发展前景的吸热型碳氢燃料用的催化剂。
2001, 22(4):344-344.
摘要:
科技期刊的影响因子是国际上通行的期刊评价指标。影响因子定义为 :在某一年的引文统计中 ,某期刊在过去两年中发表论文被引用的总次数 ,除以这两年内发表文章的总数。它揭示了期刊近两年文献的平均被引用率 ,直接地反映了一个期刊的内在质量。由于它是一个相对统计量 ,所以可公平地评价学科覆盖面相近的各类期刊。中国科技信息研究所每年度对 130 0余种科技期刊的论文进行一次统计分析 ,现将 1999年度报告中航空航天类有关期刊的影响因子摘列如下 ,并与 1998年度的结果作一比较 ,可以看出《推进技术》的影响因子有了明显的上升。影响因子 (全国期刊中排序 )刊 名 1 998年 1 999年刊 名 1
科技期刊的影响因子是国际上通行的期刊评价指标。影响因子定义为 :在某一年的引文统计中 ,某期刊在过去两年中发表论文被引用的总次数 ,除以这两年内发表文章的总数。它揭示了期刊近两年文献的平均被引用率 ,直接地反映了一个期刊的内在质量。由于它是一个相对统计量 ,所以可公平地评价学科覆盖面相近的各类期刊。中国科技信息研究所每年度对 130 0余种科技期刊的论文进行一次统计分析 ,现将 1999年度报告中航空航天类有关期刊的影响因子摘列如下 ,并与 1998年度的结果作一比较 ,可以看出《推进技术》的影响因子有了明显的上升。影响因子 (全国期刊中排序 )刊 名 1 998年 1 999年刊 名 1
2001, 22(4):345-348.
摘要:
详细介绍了在利用工业CT进行固体火箭发动机无损检测中 ,提高图像质量方面的几点尝试———光轴对准、提高系统的信噪比、提高探测器效率、采用合适的硬滤手段和选用适当的图像滤波函数。给出了测试数据和处理前后的图像比较。上述几点尝试收到了较好的处理效果。
详细介绍了在利用工业CT进行固体火箭发动机无损检测中 ,提高图像质量方面的几点尝试———光轴对准、提高系统的信噪比、提高探测器效率、采用合适的硬滤手段和选用适当的图像滤波函数。给出了测试数据和处理前后的图像比较。上述几点尝试收到了较好的处理效果。
2001, 22(4):349-352.
摘要:
在美国海军研究生院及斯坦福大学的脉冲爆震发动机 (PDE)模型上 ,应用两种新发展的二极管激光诊断技术———光吸收 /高温辐射组合测定法和多路复合可调二极管激光 (TDL)技术 ,测量了其中的温度、各燃烧产物组分等重要参数 ,并与传统方法所得结果进行对比 ,说明新方法可靠、准确 ,适合爆震燃烧流场这种特殊环境 ,测量精度更高 ,而且更加简便、快捷
在美国海军研究生院及斯坦福大学的脉冲爆震发动机 (PDE)模型上 ,应用两种新发展的二极管激光诊断技术———光吸收 /高温辐射组合测定法和多路复合可调二极管激光 (TDL)技术 ,测量了其中的温度、各燃烧产物组分等重要参数 ,并与传统方法所得结果进行对比 ,说明新方法可靠、准确 ,适合爆震燃烧流场这种特殊环境 ,测量精度更高 ,而且更加简便、快捷
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