推进技术
2019年第40卷第4期文章目次
2019, 40(4):721-731.
摘要:
固体火箭发动机喉衬用轴编C/C复合材料的工作环境面临高温、高压、高速燃气流和大量凝聚相颗粒的烧蚀和冲刷，对材料的抗烧蚀性能和热结构特性要求十分严格。因此，从烧蚀实验和热结构特性实验研究、热结构特性预测与气体-颗粒两相流数值模拟三个方面，论述了轴编C/C复合材料的烧蚀及热结构特性研究进展。总结讨论了实现真实烧蚀工作环境的模拟和影响烧蚀实验参数的控制是高温烧蚀实验的难点，对于铝颗粒添加下工况的烧蚀实验和在细观尺度下热结构特性参数的测定实验是重点；提出从实验件类型、实验系统设计和对比有无铝颗粒添加下的工况进行烧蚀实验；提出采用一种热稳定性材料取代界面的实验方案进行热结构特性参数的测定实验。在热结构特性研究的细观尺度方面，组分材料之间的界面对热结构特性的影响有待深入研究，提出在代表性体积单元模型的基础上引入温度的周期性边界条件来实现热结构参数的预测。在气粒两相流数值模拟方面，发动机内不同相之间相互耦合作用以及对轴编C/C复合材料的机械侵蚀是数值模拟研究的难点，提出使用SDPH-FVM耦合的方法去解决内流场燃烧流动的问题，进一步可用来揭示内流场燃烧流动机理。
固体火箭发动机喉衬用轴编C/C复合材料的工作环境面临高温、高压、高速燃气流和大量凝聚相颗粒的烧蚀和冲刷，对材料的抗烧蚀性能和热结构特性要求十分严格。因此，从烧蚀实验和热结构特性实验研究、热结构特性预测与气体-颗粒两相流数值模拟三个方面，论述了轴编C/C复合材料的烧蚀及热结构特性研究进展。总结讨论了实现真实烧蚀工作环境的模拟和影响烧蚀实验参数的控制是高温烧蚀实验的难点，对于铝颗粒添加下工况的烧蚀实验和在细观尺度下热结构特性参数的测定实验是重点；提出从实验件类型、实验系统设计和对比有无铝颗粒添加下的工况进行烧蚀实验；提出采用一种热稳定性材料取代界面的实验方案进行热结构特性参数的测定实验。在热结构特性研究的细观尺度方面，组分材料之间的界面对热结构特性的影响有待深入研究，提出在代表性体积单元模型的基础上引入温度的周期性边界条件来实现热结构参数的预测。在气粒两相流数值模拟方面，发动机内不同相之间相互耦合作用以及对轴编C/C复合材料的机械侵蚀是数值模拟研究的难点，提出使用SDPH-FVM耦合的方法去解决内流场燃烧流动的问题，进一步可用来揭示内流场燃烧流动机理。
2019, 40(4):732-740.
摘要:
全流道的进气道/风扇一体化计算虽然能捕捉到全面、完整的流场细节，但仍然需要消耗大量的计算资源。为了节约计算成本，利用有限的设备达到快速高精度计算的目的，采用自行发展的块体积力模型替代真实叶片进行一体化计算。该模型将叶片流域沿周向等距分成若干块，每个块的体积力源项关联于叶片前缘参数。研究结果表明:该体积力模型能够准确地模拟出流场特征与细节。在均匀来流下，各参数的相对误差在0.5%以内。同时，在大S弯进气道高畸变来流条件下，与冻结转子方法计算结果相比，总压比、总温比和等熵效率的相对误差分别为4.49%，0.26%和2.38%。
全流道的进气道/风扇一体化计算虽然能捕捉到全面、完整的流场细节，但仍然需要消耗大量的计算资源。为了节约计算成本，利用有限的设备达到快速高精度计算的目的，采用自行发展的块体积力模型替代真实叶片进行一体化计算。该模型将叶片流域沿周向等距分成若干块，每个块的体积力源项关联于叶片前缘参数。研究结果表明:该体积力模型能够准确地模拟出流场特征与细节。在均匀来流下，各参数的相对误差在0.5%以内。同时，在大S弯进气道高畸变来流条件下，与冻结转子方法计算结果相比，总压比、总温比和等熵效率的相对误差分别为4.49%，0.26%和2.38%。
2019, 40(4):741-749.
摘要:
传统转捩模型的构造十分依赖转捩机理的发现和理解，对机理的模化也存在误差。本文基于尺度自适应的KDO湍流模型，以输运变量[r=μt/μ]重新标定模型参数，使模型整体达到了流动结构自适应，可实现湍流/转捩一体化计算。根据长度尺度的不同，可细分为KDO-tran和CKDO-tran模型。CFD计算评估了经典的T3A，T3B平板边界层旁路转捩，T3A-平板边界层自然转捩，Aero-A翼型分离泡转捩，DLR-F5，6:1椭球横流转捩及可压缩平板边界层、尖锥转捩。该模型无法精确捕捉层流-湍流的过渡，但能准确捕捉转捩的起始位置(Transition onset)，在高Re数、复杂流动的表现尤其突出。该模型捕捉转捩的机制在于流动结构的自适应和湍流输运特性的保存，不引入任何转捩机理却能捕捉多种类型的转捩现象，具有较好的适用性。
传统转捩模型的构造十分依赖转捩机理的发现和理解，对机理的模化也存在误差。本文基于尺度自适应的KDO湍流模型，以输运变量[r=μt/μ]重新标定模型参数，使模型整体达到了流动结构自适应，可实现湍流/转捩一体化计算。根据长度尺度的不同，可细分为KDO-tran和CKDO-tran模型。CFD计算评估了经典的T3A，T3B平板边界层旁路转捩，T3A-平板边界层自然转捩，Aero-A翼型分离泡转捩，DLR-F5，6:1椭球横流转捩及可压缩平板边界层、尖锥转捩。该模型无法精确捕捉层流-湍流的过渡，但能准确捕捉转捩的起始位置(Transition onset)，在高Re数、复杂流动的表现尤其突出。该模型捕捉转捩的机制在于流动结构的自适应和湍流输运特性的保存，不引入任何转捩机理却能捕捉多种类型的转捩现象，具有较好的适用性。
2019, 40(4):750-758.
摘要:
为减小径向间隙对高负荷压气机气动性能的负面影响，从工程实用角度出发，研究了压气机运转周期内转子叶尖间隙变化规律，对不同间隙对压气机性能的影响进行了对比分析，综合考虑气动性能和结构工程设计，对转子叶尖间隙进行了优化设计。基于可调静叶实际具体结构，研究了可调静叶圆台不同位置处间隙在不同转速下的变化规律，采用全三维数值模拟对不同静叶间隙气动性能进行了对比分析，并开展方案优化设计。将径向间隙优化设计方法应用于高负荷压气机设计中，试验验证表明:该压气机相对于第四代发动机的压气机平均级压比提高了16%，效率提高了1%，三维特性预估准确，验证了压气机转、静子叶片间隙优化设计的合理性和有效性。
为减小径向间隙对高负荷压气机气动性能的负面影响，从工程实用角度出发，研究了压气机运转周期内转子叶尖间隙变化规律，对不同间隙对压气机性能的影响进行了对比分析，综合考虑气动性能和结构工程设计，对转子叶尖间隙进行了优化设计。基于可调静叶实际具体结构，研究了可调静叶圆台不同位置处间隙在不同转速下的变化规律，采用全三维数值模拟对不同静叶间隙气动性能进行了对比分析，并开展方案优化设计。将径向间隙优化设计方法应用于高负荷压气机设计中，试验验证表明:该压气机相对于第四代发动机的压气机平均级压比提高了16%，效率提高了1%，三维特性预估准确，验证了压气机转、静子叶片间隙优化设计的合理性和有效性。
2019, 40(4):759-767.
摘要:
为了探寻出口快速撤锥过程对高速进气道起动性能的影响，对二元高速进气道出口快速撤锥过程开展了非定常数值仿真研究。对比了进气道在一个喘振周期中从不同状态点处进行快速撤锥所表现出的起动性能的差异。研究表明，当来流马赫数低于进气道的加速自起动马赫数时，对于高速进气道因出口堵锥节流所引起的不起动流态(喘振)，从不同喘振状态开始撤锥，进气道表现出不同的起动特性，而进气道最终能否顺利建立起动流态与快速撤锥时机的选取有关。
为了探寻出口快速撤锥过程对高速进气道起动性能的影响，对二元高速进气道出口快速撤锥过程开展了非定常数值仿真研究。对比了进气道在一个喘振周期中从不同状态点处进行快速撤锥所表现出的起动性能的差异。研究表明，当来流马赫数低于进气道的加速自起动马赫数时，对于高速进气道因出口堵锥节流所引起的不起动流态(喘振)，从不同喘振状态开始撤锥，进气道表现出不同的起动特性，而进气道最终能否顺利建立起动流态与快速撤锥时机的选取有关。
2019, 40(4):768-779.
摘要:
为了研究襟翼小涡与主翼尖涡相交不稳定性触发条件，采用矩形机翼模型产生一对翼尖涡，同时在机翼上安装不同宽度及攻角的襟翼，对35个翼展下诱发R-L(Rayleigh-Ludwig)不稳定性的最佳涡系参数组合进行了研究。结果表明:通过水槽流动显示实验发现，单主翼尾涡在第35个翼展处未发生明显变化，能量衰减缓慢；加装襟翼后尾流不稳定性被触发，衰减效果明显，在一定范围内尾涡能量衰减值随着襟翼攻角的增大而增大；环量统计半径[Rd]=50mm时，对主翼尖涡环量进行PIV(Particle Image Velocimetry)分析时发现，当主翼攻角α=8°，襟翼攻角β=28°，襟翼宽度b=55mm，来流速度V=0.5m/s时尾涡能量消散最快，主翼尖涡环量在第35个翼展时衰减为第一个翼展的28%；证实通过安装合适的襟翼可以有效地控制飞机尾流，加速其破裂和消散。
为了研究襟翼小涡与主翼尖涡相交不稳定性触发条件，采用矩形机翼模型产生一对翼尖涡，同时在机翼上安装不同宽度及攻角的襟翼，对35个翼展下诱发R-L(Rayleigh-Ludwig)不稳定性的最佳涡系参数组合进行了研究。结果表明:通过水槽流动显示实验发现，单主翼尾涡在第35个翼展处未发生明显变化，能量衰减缓慢；加装襟翼后尾流不稳定性被触发，衰减效果明显，在一定范围内尾涡能量衰减值随着襟翼攻角的增大而增大；环量统计半径[Rd]=50mm时，对主翼尖涡环量进行PIV(Particle Image Velocimetry)分析时发现，当主翼攻角α=8°，襟翼攻角β=28°，襟翼宽度b=55mm，来流速度V=0.5m/s时尾涡能量消散最快，主翼尖涡环量在第35个翼展时衰减为第一个翼展的28%；证实通过安装合适的襟翼可以有效地控制飞机尾流，加速其破裂和消散。
2019, 40(4):780-785.
摘要:
基于下颌式进气道将Bump/前体一体化设计方法应用于进气道设计，采用特征线法设计五种不同型面的前体，并采用数值仿真的方法，计算每种Bump/前体一体化进气道的自起动过程。研究表明:加入合适的Bump型面可极大提高进气道起动性能，将横向压力梯度集中在侧板附近的构型使进气道自起动马赫数降低了0.95。Bump/前体一体化对不起动状态下分离区形态进行三维重构，改变了分离区内横向溢流，从而改变了进气道起动能力。另外，通过对进气道起动过程的研究发现，进气道内形成封闭式分离区时，通常在高于设计马赫数时才能起动，进气道设计中应尽量避免这种状态的出现。
基于下颌式进气道将Bump/前体一体化设计方法应用于进气道设计，采用特征线法设计五种不同型面的前体，并采用数值仿真的方法，计算每种Bump/前体一体化进气道的自起动过程。研究表明:加入合适的Bump型面可极大提高进气道起动性能，将横向压力梯度集中在侧板附近的构型使进气道自起动马赫数降低了0.95。Bump/前体一体化对不起动状态下分离区形态进行三维重构，改变了分离区内横向溢流，从而改变了进气道起动能力。另外，通过对进气道起动过程的研究发现，进气道内形成封闭式分离区时，通常在高于设计马赫数时才能起动，进气道设计中应尽量避免这种状态的出现。
2019, 40(4):786-795.
摘要:
本文采用实验与数值模拟方法研究了不同等离子体激励频率对低速轴流压气机的扩稳特性。结果表明，等离子体激励能够显著减弱叶顶泄漏流非定常脉动，增加主流动量，削弱泄漏流和回流动量，抑制泄漏流向叶尖前缘移动，从而扩大压气机的稳定工作范围；非定常激励对压气机稳定性有重要影响，随着激励频率的增加，扩稳效果增强，但激励频率存在阈值，当频率高于0.5倍叶片通过频率时，随着频率的增加，扩稳效果几乎不变。
本文采用实验与数值模拟方法研究了不同等离子体激励频率对低速轴流压气机的扩稳特性。结果表明，等离子体激励能够显著减弱叶顶泄漏流非定常脉动，增加主流动量，削弱泄漏流和回流动量，抑制泄漏流向叶尖前缘移动，从而扩大压气机的稳定工作范围；非定常激励对压气机稳定性有重要影响，随着激励频率的增加，扩稳效果增强，但激励频率存在阈值，当频率高于0.5倍叶片通过频率时，随着频率的增加，扩稳效果几乎不变。
2019, 40(4):796-803.
摘要:
为了探究同时应用不同前缘改型对压气机叶栅的影响，以DMU37动叶5%叶高处叶型的平面叶栅为原型，采用数值计算方法，探究4种椭圆形前缘改型及4种椭圆鼓包复合改型对叶栅流场及性能的影响，考虑的主要影响参数分别为椭圆长短轴比和鼓包波幅。结果表明:-6°～+4°冲角时，椭圆形前缘方案可不同程度地降低前缘吸力峰及总压损失系数，特别在正冲角条件时改善效果更好；长短轴之比为4的椭圆形前缘方案综合性能最好，主流区吸力峰高度降低56.3%，+4°冲角时，总压损失系数和可比原型叶栅降低5.8%；0°冲角下，椭圆鼓包复合改型的损失相比原型叶栅均有所增大；+4°冲角时，各椭圆鼓包复合改型方案均能有效降低损失，总压损失系数最多可比原型叶栅降低7.5%，表明椭圆鼓包复合改型在+4°冲角时可以提高叶栅气动性能。
为了探究同时应用不同前缘改型对压气机叶栅的影响，以DMU37动叶5%叶高处叶型的平面叶栅为原型，采用数值计算方法，探究4种椭圆形前缘改型及4种椭圆鼓包复合改型对叶栅流场及性能的影响，考虑的主要影响参数分别为椭圆长短轴比和鼓包波幅。结果表明:-6°～+4°冲角时，椭圆形前缘方案可不同程度地降低前缘吸力峰及总压损失系数，特别在正冲角条件时改善效果更好；长短轴之比为4的椭圆形前缘方案综合性能最好，主流区吸力峰高度降低56.3%，+4°冲角时，总压损失系数和可比原型叶栅降低5.8%；0°冲角下，椭圆鼓包复合改型的损失相比原型叶栅均有所增大；+4°冲角时，各椭圆鼓包复合改型方案均能有效降低损失，总压损失系数最多可比原型叶栅降低7.5%，表明椭圆鼓包复合改型在+4°冲角时可以提高叶栅气动性能。
2019, 40(4):804-814.
摘要:
为研究射流马赫数对连续超声速射流对撞流场演化及激波聚焦过程的影响，保持入射导流深度L=0.00mm不变，通过更换不同的Laval喷管，对马赫数分别为Ma=1.2，1.4，1.6和1.8时的实验工况凹面腔内反射聚焦过程进行了实验研究，用高速CCD(Charge coupled device)拍摄了圆弧形凹面腔中气流流场纹影照片，并用动态压力传感器测量了聚焦过程中流场的压力变化，对径向入射激波在凹面腔内的反射聚焦过程进行了描述。通过对比不同射流马赫数下激波反射聚焦过程，发现在低马赫数1.2时，表现出较强的激波完全聚焦特性，即前导激波碰撞形成反射激波，并反射聚焦形成三波点，从而在凹腔底部形成高温高压区触发爆震，前导激波完全聚焦过程在凹面腔内流场演化中占据主导地位。随着马赫数的增加，完全聚焦强度降低，在流场中的主导优势逐渐减弱；其激波聚焦频率受射流马赫数的影响较小，频率差值较小，基本保持一致。
为研究射流马赫数对连续超声速射流对撞流场演化及激波聚焦过程的影响，保持入射导流深度L=0.00mm不变，通过更换不同的Laval喷管，对马赫数分别为Ma=1.2，1.4，1.6和1.8时的实验工况凹面腔内反射聚焦过程进行了实验研究，用高速CCD(Charge coupled device)拍摄了圆弧形凹面腔中气流流场纹影照片，并用动态压力传感器测量了聚焦过程中流场的压力变化，对径向入射激波在凹面腔内的反射聚焦过程进行了描述。通过对比不同射流马赫数下激波反射聚焦过程，发现在低马赫数1.2时，表现出较强的激波完全聚焦特性，即前导激波碰撞形成反射激波，并反射聚焦形成三波点，从而在凹腔底部形成高温高压区触发爆震，前导激波完全聚焦过程在凹面腔内流场演化中占据主导地位。随着马赫数的增加，完全聚焦强度降低，在流场中的主导优势逐渐减弱；其激波聚焦频率受射流马赫数的影响较小，频率差值较小，基本保持一致。
2019, 40(4):815-824.
摘要:
为了研究转速、压比、雷诺数对叶型喷嘴流量系数及盖板式预旋系统温降的影响，介绍了在压比1.1~1.5，转速0~10kr/min条件下稳定运行的预旋系统旋转实验台。通过实验测量预旋系统内的温度和压力分布，对比分析了两种叶型预旋喷嘴(叶片式喷嘴和叶孔式预旋喷嘴) 的性能差异，并采用数值计算揭示喷嘴流动损失及预旋系统温降机理。结果表明，叶孔式预旋喷嘴与叶片式预旋喷嘴流量系数均随压比的增大而增大；随雷诺数的增大先逐渐增大，当Re>2×105，流量系数基本不变。系统温降效率随着压比的增大逐渐增大；压比1.5时，温降随转速增大先增大后减小，存在一个极值。叶孔式预旋喷嘴流量系数与叶片式喷嘴流量系数相差不大，约为0.95；但叶孔式喷嘴可以减小端壁二次流损失和尾迹损失，降低喷嘴出口落后角，提高喷嘴出口旋转比和系统温降效率。压比1.5，转速8.1kr/min时，叶孔式预旋喷嘴系统温降效率比叶片式喷嘴的提高了40%。
为了研究转速、压比、雷诺数对叶型喷嘴流量系数及盖板式预旋系统温降的影响，介绍了在压比1.1~1.5，转速0~10kr/min条件下稳定运行的预旋系统旋转实验台。通过实验测量预旋系统内的温度和压力分布，对比分析了两种叶型预旋喷嘴(叶片式喷嘴和叶孔式预旋喷嘴) 的性能差异，并采用数值计算揭示喷嘴流动损失及预旋系统温降机理。结果表明，叶孔式预旋喷嘴与叶片式预旋喷嘴流量系数均随压比的增大而增大；随雷诺数的增大先逐渐增大，当Re>2×105，流量系数基本不变。系统温降效率随着压比的增大逐渐增大；压比1.5时，温降随转速增大先增大后减小，存在一个极值。叶孔式预旋喷嘴流量系数与叶片式喷嘴流量系数相差不大，约为0.95；但叶孔式喷嘴可以减小端壁二次流损失和尾迹损失，降低喷嘴出口落后角，提高喷嘴出口旋转比和系统温降效率。压比1.5，转速8.1kr/min时，叶孔式预旋喷嘴系统温降效率比叶片式喷嘴的提高了40%。
2019, 40(4):825-834.
摘要:
为实现航空发动机加力燃烧室的无稳定器燃烧组织，以加力燃烧室燃油在涡轮内提前雾化蒸发特性为研究对象，采用经过试验验证的数值模拟方法，对燃油喷雾在涡轮级内的流动雾化特性及影响因素开展数值分析。在不同来流温度条件下，考察了燃油在静子流道的展向、周向和轴向不同喷入位置的运动轨迹、粒径分布和涡轮出口气态燃油浓度分布。研究结果表明，喷雾位置和来流总温对燃油雾化特性都存在影响，具体表现在:(1)不同展向位置的燃油雾化特性相似；(2)吸力面燃油雾化质量优于压力面；(3)在喉道附近的燃油雾化质量优于叶片前缘和尾缘；(4)在雾化过程中的不同时段，液滴数量的变化是破碎与蒸发的竞争机制影响的结果；(5)提高来流总温可以提高雾化质量。另外，涡轮内非均匀流场中各位置温度与速度对燃油雾化蒸发影响的比重不同，在同一来流总温条件下，速度对燃油雾化的影响大于温度。
为实现航空发动机加力燃烧室的无稳定器燃烧组织，以加力燃烧室燃油在涡轮内提前雾化蒸发特性为研究对象，采用经过试验验证的数值模拟方法，对燃油喷雾在涡轮级内的流动雾化特性及影响因素开展数值分析。在不同来流温度条件下，考察了燃油在静子流道的展向、周向和轴向不同喷入位置的运动轨迹、粒径分布和涡轮出口气态燃油浓度分布。研究结果表明，喷雾位置和来流总温对燃油雾化特性都存在影响，具体表现在:(1)不同展向位置的燃油雾化特性相似；(2)吸力面燃油雾化质量优于压力面；(3)在喉道附近的燃油雾化质量优于叶片前缘和尾缘；(4)在雾化过程中的不同时段，液滴数量的变化是破碎与蒸发的竞争机制影响的结果；(5)提高来流总温可以提高雾化质量。另外，涡轮内非均匀流场中各位置温度与速度对燃油雾化蒸发影响的比重不同，在同一来流总温条件下，速度对燃油雾化的影响大于温度。
2019, 40(4):835-843.
摘要:
弱旋流燃烧技术具有极低的NOx污染排放能力，是未来燃气涡轮发动机低排放贫油预混燃烧组织方案之一。为了深入理解弱旋流流场特征和燃烧稳定性，建立了采用弱旋流燃烧器的试验装置，设计了不同几何尺寸的叶片式旋流器，采用PIV方法分析了旋流数0.43，0.49和0.55的流场基本特征。以丁烷为燃料获得了稳定的弱旋流火焰，采用激光诱导荧光技术测量了火焰结构，火焰中具有明显的局部熄火和再点火区域。在不同来流条件下开展了火焰稳定范围研究，确定了燃烧器的火焰抬升和贫油熄火油气比，燃烧器共呈现了三种不同的燃烧模式:附着火焰、“W”型火焰和“U”型火焰。采用燃气分析仪测量了燃烧器的污染物排放，所有状态下NOx排放低于10ppm。
弱旋流燃烧技术具有极低的NOx污染排放能力，是未来燃气涡轮发动机低排放贫油预混燃烧组织方案之一。为了深入理解弱旋流流场特征和燃烧稳定性，建立了采用弱旋流燃烧器的试验装置，设计了不同几何尺寸的叶片式旋流器，采用PIV方法分析了旋流数0.43，0.49和0.55的流场基本特征。以丁烷为燃料获得了稳定的弱旋流火焰，采用激光诱导荧光技术测量了火焰结构，火焰中具有明显的局部熄火和再点火区域。在不同来流条件下开展了火焰稳定范围研究，确定了燃烧器的火焰抬升和贫油熄火油气比，燃烧器共呈现了三种不同的燃烧模式:附着火焰、“W”型火焰和“U”型火焰。采用燃气分析仪测量了燃烧器的污染物排放，所有状态下NOx排放低于10ppm。
2019, 40(4):844-850.
摘要:
为了研究氢气对正己烷燃爆性能的影响，在定容燃烧室内实验测量了初始温度为353K，初始压力为100kPa，当量比0.7～1.7，掺氢比0%～80%时，正己烷-氢气-空气混合气的爆炸过程，得到了氢气对火焰传播规律、层流燃烧速率及爆炸压力的影响。研究结果表明，当量比从0.7增加到1.7，无拉伸火焰传播速率和层流燃烧速率呈先增大后减小的趋势，在当量比1.0附近达到最大；随着掺氢比的提高，混合气的燃烧速率明显增大，有利于提高燃料的燃烧效率，当量比为1.0时，掺氢比80%的混合气层流燃烧速率比正己烷-空气混合气提高了2.5倍；同时，掺氢比对混合气的爆炸压力与最大爆炸压力上升速率有明显的影响，对过稀或过浓燃料的影响尤为显著。
为了研究氢气对正己烷燃爆性能的影响，在定容燃烧室内实验测量了初始温度为353K，初始压力为100kPa，当量比0.7～1.7，掺氢比0%～80%时，正己烷-氢气-空气混合气的爆炸过程，得到了氢气对火焰传播规律、层流燃烧速率及爆炸压力的影响。研究结果表明，当量比从0.7增加到1.7，无拉伸火焰传播速率和层流燃烧速率呈先增大后减小的趋势，在当量比1.0附近达到最大；随着掺氢比的提高，混合气的燃烧速率明显增大，有利于提高燃料的燃烧效率，当量比为1.0时，掺氢比80%的混合气层流燃烧速率比正己烷-空气混合气提高了2.5倍；同时，掺氢比对混合气的爆炸压力与最大爆炸压力上升速率有明显的影响，对过稀或过浓燃料的影响尤为显著。
2019, 40(4):851-857.
摘要:
为了更好地理解氦气鼓泡获取液氢过冷度的冷却行为，优化设计冷却系统，基于集总参数法，建立了氦气鼓泡冷却系统的热力学模型，考虑了气泡界面能和压力对系统冷却效果的影响，分析了氦气注入液氢内时瞬时传热传质过程，讨论了各个影响因素。与液氢试验数据对比，热力学模型的计算值与实验值吻合良好，表明该模型可精确预测氦气鼓泡冷却液氢的热力学过程。研究了相关因素对过冷度的影响，结果表明:采用氦气鼓泡方法可将液氢过冷至三相点处；在额定工况下，氦气消耗量基本上是液氢消耗量的7倍；增加氦气鼓泡速率、降低氦气鼓泡温度、减少环境热侵、减小贮箱气枕压力，均可有效改善液氢过冷度。
为了更好地理解氦气鼓泡获取液氢过冷度的冷却行为，优化设计冷却系统，基于集总参数法，建立了氦气鼓泡冷却系统的热力学模型，考虑了气泡界面能和压力对系统冷却效果的影响，分析了氦气注入液氢内时瞬时传热传质过程，讨论了各个影响因素。与液氢试验数据对比，热力学模型的计算值与实验值吻合良好，表明该模型可精确预测氦气鼓泡冷却液氢的热力学过程。研究了相关因素对过冷度的影响，结果表明:采用氦气鼓泡方法可将液氢过冷至三相点处；在额定工况下，氦气消耗量基本上是液氢消耗量的7倍；增加氦气鼓泡速率、降低氦气鼓泡温度、减少环境热侵、减小贮箱气枕压力，均可有效改善液氢过冷度。
2019, 40(4):858-865.
摘要:
为探究上游尾迹影响下的涡轮动叶前缘气膜冷却特性，采用压力敏感漆技术，研究了尾迹对涡轮动叶前缘带有三排径向复合角圆柱形气膜孔的气膜冷却效率的影响，获得了不同吹风比(1.0 ～ 3.0)和尾迹斯特劳哈尔数(0，0.12，0.36)条件下前缘区域全表面气膜冷却效率分布的实验数据。结果表明:有尾迹时，随着吹风比的增加，叶片前缘大部分区域气膜冷却效率逐渐增加，仅有压力面侧气膜孔附近冷却效率逐渐降低。随着尾迹斯特劳哈尔数增加，前缘靠近压力面侧孔排下游的径向平均气膜冷却效率最大增加幅度达0.07，前缘正中间孔排附近径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达0.13，前缘靠近吸力面侧孔排下游的径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达0.18。整体看来，尾迹使前缘大部分区域气膜冷却效率降低。
为探究上游尾迹影响下的涡轮动叶前缘气膜冷却特性，采用压力敏感漆技术，研究了尾迹对涡轮动叶前缘带有三排径向复合角圆柱形气膜孔的气膜冷却效率的影响，获得了不同吹风比(1.0 ～ 3.0)和尾迹斯特劳哈尔数(0，0.12，0.36)条件下前缘区域全表面气膜冷却效率分布的实验数据。结果表明:有尾迹时，随着吹风比的增加，叶片前缘大部分区域气膜冷却效率逐渐增加，仅有压力面侧气膜孔附近冷却效率逐渐降低。随着尾迹斯特劳哈尔数增加，前缘靠近压力面侧孔排下游的径向平均气膜冷却效率最大增加幅度达0.07，前缘正中间孔排附近径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达0.13，前缘靠近吸力面侧孔排下游的径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达0.18。整体看来，尾迹使前缘大部分区域气膜冷却效率降低。
2019, 40(4):866-875.
摘要:
通过三维数值模拟的方法分别研究了高冷气温度下吹风比、开孔率以及孔排布等气动参数和结构参数对加力燃烧室横向波纹隔热屏气膜冷却效率和流动特性的影响规律。结果表明:吹风比改变时相同流向截面处波峰的温度总是高于波谷的温度，且壁面上温度呈现“锯齿状”； 随着吹风比的增加，隔热屏壁面冷却效率提高，在吹风比M=2.0时冷却效率达到最大值；当吹风比M≥1.5，气膜冷却效率逐渐递增，最后趋于平缓，且吹风比越大趋于平缓的流向间距越短；单位面积冷却流量相同时，气膜孔开孔率[?]=3.14%对隔热屏壁面的冷却效率最高，其次开孔率为[?]=2.18%；当单位面积冷却流量[Gf]≥3.990kg/(m2·s)时，开孔率[?]=1.60%比开孔率[?]=4.90%时对隔热屏壁面的冷却效率高；相同单位面积冷却流量时，气膜孔流向间距增加，展向孔间距减小，气膜叠加效应积聚在壁面处形成有效的气膜层，使得冷却效率趋于一定值对应的流向间距短，气膜孔排布为展向间距p=4mm，流向间距s=6.25mm较其它气膜孔排布冷却效率要高。
通过三维数值模拟的方法分别研究了高冷气温度下吹风比、开孔率以及孔排布等气动参数和结构参数对加力燃烧室横向波纹隔热屏气膜冷却效率和流动特性的影响规律。结果表明:吹风比改变时相同流向截面处波峰的温度总是高于波谷的温度，且壁面上温度呈现“锯齿状”； 随着吹风比的增加，隔热屏壁面冷却效率提高，在吹风比M=2.0时冷却效率达到最大值；当吹风比M≥1.5，气膜冷却效率逐渐递增，最后趋于平缓，且吹风比越大趋于平缓的流向间距越短；单位面积冷却流量相同时，气膜孔开孔率[?]=3.14%对隔热屏壁面的冷却效率最高，其次开孔率为[?]=2.18%；当单位面积冷却流量[Gf]≥3.990kg/(m2·s)时，开孔率[?]=1.60%比开孔率[?]=4.90%时对隔热屏壁面的冷却效率高；相同单位面积冷却流量时，气膜孔流向间距增加，展向孔间距减小，气膜叠加效应积聚在壁面处形成有效的气膜层，使得冷却效率趋于一定值对应的流向间距短，气膜孔排布为展向间距p=4mm，流向间距s=6.25mm较其它气膜孔排布冷却效率要高。
2019, 40(4):876-876.
摘要:
为增大薄壁机匣安装边螺栓连接结构强度、减小其振动和重量，以满足现代航空发动机更高性能的要求，对机匣结构参数进行了优化设计。选取安装边高度、安装边厚度、机匣厚度和螺栓个数为参数变量，结构质量、一阶固有频率和最大等效应力为目标函数，根据Box-Behnken方法设计的样本点和有限元计算结果建立二阶响应面模型，基于层次分析获取权系数，并利用遗传算法对机匣结构进行多目标优化设计。最后，针对优化后的结构进行模态试验和有限元验证。研究表明，模态试验结果与有限元计算误差小于6%，同时优化显著提高了一阶固有频率，使其结构质量和最大等效应力分别降低5.28%和13.64%，验证了本文提出的优化方法的有效性和可行性。
为增大薄壁机匣安装边螺栓连接结构强度、减小其振动和重量，以满足现代航空发动机更高性能的要求，对机匣结构参数进行了优化设计。选取安装边高度、安装边厚度、机匣厚度和螺栓个数为参数变量，结构质量、一阶固有频率和最大等效应力为目标函数，根据Box-Behnken方法设计的样本点和有限元计算结果建立二阶响应面模型，基于层次分析获取权系数，并利用遗传算法对机匣结构进行多目标优化设计。最后，针对优化后的结构进行模态试验和有限元验证。研究表明，模态试验结果与有限元计算误差小于6%，同时优化显著提高了一阶固有频率，使其结构质量和最大等效应力分别降低5.28%和13.64%，验证了本文提出的优化方法的有效性和可行性。
2019, 40(4):876-883.
摘要:
为增大薄壁机匣安装边螺栓连接结构强度、减小其振动和重量，以满足现代航空发动机更高性能的要求，对机匣结构参数进行了优化设计。选取安装边高度、安装边厚度、机匣厚度和螺栓个数为参数变量，结构质量、一阶固有频率和最大等效应力为目标函数，根据Box-Behnken方法设计的样本点和有限元计算结果建立二阶响应面模型，基于层次分析获取权系数，并利用遗传算法对机匣结构进行多目标优化设计。最后，针对优化后的结构进行模态试验和有限元验证。研究表明，模态试验结果与有限元计算误差小于6%，同时优化显著提高了一阶固有频率，使其结构质量和最大等效应力分别降低5.28%和13.64%，验证了本文提出的优化方法的有效性和可行性。
为增大薄壁机匣安装边螺栓连接结构强度、减小其振动和重量，以满足现代航空发动机更高性能的要求，对机匣结构参数进行了优化设计。选取安装边高度、安装边厚度、机匣厚度和螺栓个数为参数变量，结构质量、一阶固有频率和最大等效应力为目标函数，根据Box-Behnken方法设计的样本点和有限元计算结果建立二阶响应面模型，基于层次分析获取权系数，并利用遗传算法对机匣结构进行多目标优化设计。最后，针对优化后的结构进行模态试验和有限元验证。研究表明，模态试验结果与有限元计算误差小于6%，同时优化显著提高了一阶固有频率，使其结构质量和最大等效应力分别降低5.28%和13.64%，验证了本文提出的优化方法的有效性和可行性。
2019, 40(4):884-891.
摘要:
浮动环密封被应用于液体火箭涡轮泵中，阻隔高压工质的泄漏。为了研究浮动环密封的运动特性和自锁位置的分布规律，开展试验研究，详细地展示了试验装置的原理和试验步骤。试验结果表明，间隙流体激励推动浮动环密封向转子靠近，转子的涡动运动使浮动环密封更加靠近转子涡动中心。压差恒定时，转子振动幅度决定浮动环密封能否自锁，自锁位置依赖于压差、转子振动的变化过程。试验中，自锁位置距离转子涡动中心的最小距离小于10μm。
浮动环密封被应用于液体火箭涡轮泵中，阻隔高压工质的泄漏。为了研究浮动环密封的运动特性和自锁位置的分布规律，开展试验研究，详细地展示了试验装置的原理和试验步骤。试验结果表明，间隙流体激励推动浮动环密封向转子靠近，转子的涡动运动使浮动环密封更加靠近转子涡动中心。压差恒定时，转子振动幅度决定浮动环密封能否自锁，自锁位置依赖于压差、转子振动的变化过程。试验中，自锁位置距离转子涡动中心的最小距离小于10μm。
2019, 40(4):892-901.
摘要:
为合理选择高速球轴承润滑方案，优化润滑系统参数，针对SKF7210角接触球轴承建立了喷油润滑与环下润滑计算模型，基于VOF数值方法，研究了两种润滑方式下轴承内油气两相流场和内外环温度场。研究结果表明:相同工况下，环下润滑轴承内油气分布较喷油润滑更为均匀；转速增加两种润滑方式润滑效果均下降，但对环下润滑影响更大，当转速超过18kr/min时 (Q=3L/min， F=5kN)，环下润滑轴承内油体积分数将低于喷射润滑；供油量增加可改善润滑效果，尤其对环下润滑，当转速大于10kr/min时，环下润滑轴承内油体积分数相对喷油润滑将大幅提高；载荷增加会使轴承内油体积分数减小。结论:当转速和载荷较低时，可使用结构简单的喷油润滑；当转速和载荷较高时，使用环下润滑较为有利，但需保证供油量维持在较高水平。
为合理选择高速球轴承润滑方案，优化润滑系统参数，针对SKF7210角接触球轴承建立了喷油润滑与环下润滑计算模型，基于VOF数值方法，研究了两种润滑方式下轴承内油气两相流场和内外环温度场。研究结果表明:相同工况下，环下润滑轴承内油气分布较喷油润滑更为均匀；转速增加两种润滑方式润滑效果均下降，但对环下润滑影响更大，当转速超过18kr/min时 (Q=3L/min， F=5kN)，环下润滑轴承内油体积分数将低于喷射润滑；供油量增加可改善润滑效果，尤其对环下润滑，当转速大于10kr/min时，环下润滑轴承内油体积分数相对喷油润滑将大幅提高；载荷增加会使轴承内油体积分数减小。结论:当转速和载荷较低时，可使用结构简单的喷油润滑；当转速和载荷较高时，使用环下润滑较为有利，但需保证供油量维持在较高水平。
2019, 40(4):902-910.
摘要:
针对高空台进气控制系统压力在整个工作范围内的精确控制问题，提出了一种基于高空台进气系统压力的PI增益调度控制设计方法，基于管道热流动力学理论提出了一种变比热的管道容腔建模方法，相对于定比热建模方法能够减少建模存在的不确定性问题。在考虑变比热的管道容腔、调节阀流量特性、液压伺服动态、传感器增益等对进气系统造成的建模不确定性的基础上，建立了完整、准确的高空台进气系统模型；在进气系统工作范围内采用24个稳态点小偏差范围内设计的最优PI控制器作为大范围过渡态工作的基底进行控制增益调度。数字仿真表明，采用这一方法一致性好，性能明显地优于传统PI控制方法；半物理仿真进一步验证了本文提出设计方法的有效性，稳态误差不大于0.1%。
针对高空台进气控制系统压力在整个工作范围内的精确控制问题，提出了一种基于高空台进气系统压力的PI增益调度控制设计方法，基于管道热流动力学理论提出了一种变比热的管道容腔建模方法，相对于定比热建模方法能够减少建模存在的不确定性问题。在考虑变比热的管道容腔、调节阀流量特性、液压伺服动态、传感器增益等对进气系统造成的建模不确定性的基础上，建立了完整、准确的高空台进气系统模型；在进气系统工作范围内采用24个稳态点小偏差范围内设计的最优PI控制器作为大范围过渡态工作的基底进行控制增益调度。数字仿真表明，采用这一方法一致性好，性能明显地优于传统PI控制方法；半物理仿真进一步验证了本文提出设计方法的有效性，稳态误差不大于0.1%。
2019, 40(4):911-920.
摘要:
为探究火箭发动机液氢液氧低温推进剂流量测量新方法，通过数值模拟研究了V锥流量计低温流体的测量性能。湍流模型采用Realizable κ-ε模型，空化模型为Schnerr-Sauer模型，并通过自行编写UDF程序，在能量方程中考虑汽化潜热等热力学效应的影响。获得了V锥流量计流出系数和压力损失系数的变化规律，并分析了V锥流量计的测量误差。研究结果表明，存在一个雷诺数“稳定区”，该区域内流出系数和压力损失系数基本为常数，液氢液氧和常温水对应的平均流出系数基本相等，且稳定区雷诺数下限值也基本相同；不同流体稳定区的平均流出系数对应的雷诺数范围差别较大，低温流体尤其是液氢的雷诺数上限值明显高于常温水。此外，空化较轻时，对流出系数和压力损失系数影响较小，当空化区域对锥尾低压口附近的压力分布产生较大影响时，则会导致流出系数迅速下降和压力损失系数增大。在稳定区对应的雷诺数范围内，液氢、液氧和水的质量流量均具有较高的测量精度，其相对误差在±0.5%之内，尤其对于液氢和液氧，其在很宽的测量范围内也可以保持较高的测量精度，空化的产生亦对V锥流量计测量精度影响较小。
为探究火箭发动机液氢液氧低温推进剂流量测量新方法，通过数值模拟研究了V锥流量计低温流体的测量性能。湍流模型采用Realizable κ-ε模型，空化模型为Schnerr-Sauer模型，并通过自行编写UDF程序，在能量方程中考虑汽化潜热等热力学效应的影响。获得了V锥流量计流出系数和压力损失系数的变化规律，并分析了V锥流量计的测量误差。研究结果表明，存在一个雷诺数“稳定区”，该区域内流出系数和压力损失系数基本为常数，液氢液氧和常温水对应的平均流出系数基本相等，且稳定区雷诺数下限值也基本相同；不同流体稳定区的平均流出系数对应的雷诺数范围差别较大，低温流体尤其是液氢的雷诺数上限值明显高于常温水。此外，空化较轻时，对流出系数和压力损失系数影响较小，当空化区域对锥尾低压口附近的压力分布产生较大影响时，则会导致流出系数迅速下降和压力损失系数增大。在稳定区对应的雷诺数范围内，液氢、液氧和水的质量流量均具有较高的测量精度，其相对误差在±0.5%之内，尤其对于液氢和液氧，其在很宽的测量范围内也可以保持较高的测量精度，空化的产生亦对V锥流量计测量精度影响较小。
2019, 40(4):921-928.
摘要:
为研究大型艇载固体发动机立式贮存状态下药柱经受长期自重和低频振动载荷作用下的累积损伤，开展HTPB推进剂定应力持续加载破坏试验、定应力幅值往复拉伸试验以及蠕变-疲劳交互试验，拟合了交互损伤本构方程；开展发动机固化降温、长期重力和低频振动联合作用下的有限元计算，得到了药柱应力应变分布规律；并基于Miner线性损伤理论对发动机药柱关键点和关键路径的累积损伤进行了计算。研究结果表明:蠕变作用与疲劳作用具有非对称性的交互作用；长期自重载荷作用下，药柱整体下沉，从头部至尾部下沉量依次减少，蠕应变占据药柱总应变的60%以上；周期性的低频振动后，应力应变呈现周期性变化；药柱内部累积损伤随时间呈线性关系，艇载贮存半年的累积损伤为0.0219。
为研究大型艇载固体发动机立式贮存状态下药柱经受长期自重和低频振动载荷作用下的累积损伤，开展HTPB推进剂定应力持续加载破坏试验、定应力幅值往复拉伸试验以及蠕变-疲劳交互试验，拟合了交互损伤本构方程；开展发动机固化降温、长期重力和低频振动联合作用下的有限元计算，得到了药柱应力应变分布规律；并基于Miner线性损伤理论对发动机药柱关键点和关键路径的累积损伤进行了计算。研究结果表明:蠕变作用与疲劳作用具有非对称性的交互作用；长期自重载荷作用下，药柱整体下沉，从头部至尾部下沉量依次减少，蠕应变占据药柱总应变的60%以上；周期性的低频振动后，应力应变呈现周期性变化；药柱内部累积损伤随时间呈线性关系，艇载贮存半年的累积损伤为0.0219。
2019, 40(4):929-936.
摘要:
为了促进藻基生物质航空替代燃料在实际发动机中的应用，得到更多它与传统航空煤油在基础燃烧性能方面差异的实验数据，对比研究了藻基燃油与RP-3航空煤油，两种燃油在相同的工况下形成层流扩散火焰，采用直接采样法采集碳烟颗粒和中间气体成分进行分析。研究结果表明，在本研究工况下，RP-3航空煤油与藻基燃油的火焰高度分别为33.5mm和34.5mm；RP-3航空煤油的表观亮度高；藻基燃油在各个火焰测点的温度都高于RP-3航空煤油，两者的最高温度分别为1453.6K和1405.3K，其数值都与对应的绝热火焰温度相差较多，其原因主要为大量碳烟的辐射和氮气载气吸热；同一火焰位置测点，藻基燃油形成的层流扩散火焰中碳烟颗粒的粒径、碳烟数密度都比RP-3航空煤油少。中间气体的GC/MS分析结果表明，RP-3航空煤油火焰中易形成环芳香烃的短链烃类，如C4H2，C3H4小分子烃类含量比藻基燃料多，进而更加容易生成碳烟。
为了促进藻基生物质航空替代燃料在实际发动机中的应用，得到更多它与传统航空煤油在基础燃烧性能方面差异的实验数据，对比研究了藻基燃油与RP-3航空煤油，两种燃油在相同的工况下形成层流扩散火焰，采用直接采样法采集碳烟颗粒和中间气体成分进行分析。研究结果表明，在本研究工况下，RP-3航空煤油与藻基燃油的火焰高度分别为33.5mm和34.5mm；RP-3航空煤油的表观亮度高；藻基燃油在各个火焰测点的温度都高于RP-3航空煤油，两者的最高温度分别为1453.6K和1405.3K，其数值都与对应的绝热火焰温度相差较多，其原因主要为大量碳烟的辐射和氮气载气吸热；同一火焰位置测点，藻基燃油形成的层流扩散火焰中碳烟颗粒的粒径、碳烟数密度都比RP-3航空煤油少。中间气体的GC/MS分析结果表明，RP-3航空煤油火焰中易形成环芳香烃的短链烃类，如C4H2，C3H4小分子烃类含量比藻基燃料多，进而更加容易生成碳烟。
2019, 40(4):937-944.
摘要:
为了平衡某水下航行体前后转子的力矩，通过对前后转子进出口速度三角形的分析，提出采用对转式泵喷推进器的设计思路:在后转子叶片后加装导叶，从而保证推进器力矩整体平衡，同时导叶可以起到支撑导管的作用。在反三元设计方法基础上，对前后转子以及导叶之间的速度矩进行简单假设，完成叶片的参数化设计。通过计算流体力学分析，对所设计的泵喷推进器在全附体条件下进行性能计算。结果表明:设计航速下，所设计的泵喷推进器在前后叶片收到功率相差20%的条件下，通过导叶的平衡，推进器整体不平衡力矩缩小到了 1.8N·m，占总力矩的比例从4.6%降为0.4%，完成了航行体推进器力矩的平衡，验证了设计思路和设计方法的有效性。
为了平衡某水下航行体前后转子的力矩，通过对前后转子进出口速度三角形的分析，提出采用对转式泵喷推进器的设计思路:在后转子叶片后加装导叶，从而保证推进器力矩整体平衡，同时导叶可以起到支撑导管的作用。在反三元设计方法基础上，对前后转子以及导叶之间的速度矩进行简单假设，完成叶片的参数化设计。通过计算流体力学分析，对所设计的泵喷推进器在全附体条件下进行性能计算。结果表明:设计航速下，所设计的泵喷推进器在前后叶片收到功率相差20%的条件下，通过导叶的平衡，推进器整体不平衡力矩缩小到了 1.8N·m，占总力矩的比例从4.6%降为0.4%，完成了航行体推进器力矩的平衡，验证了设计思路和设计方法的有效性。
2019, 40(4):945-952.
摘要:
MEMS固体微推力器可以形成单元数量巨大的微推力器阵列，适合低成本微、纳卫星系统，是极具潜力的新型卫星推力器。为研究基于纳米铝热剂的MEMS推力器工作特性，开展了大气和真空点火实验。大气下的燃烧羽流与空气进一步燃烧，导致羽流的发光持续时间约数ms，远大于真空试验，过估了在真空条件下的推力器作用时间。真空试验获得了动态推力特征和有效工作时间(约250μs)，估算推力器的冲量约55μN·s～80μN·s。羽流影响范围的直径约为30mm、流向约70mm，羽流颗粒的运动速度约132m/s。测试结果显示，底部点火先将推进剂挤出喷孔，而后在外部燃烧和爆炸。羽流形貌有两种特征:一种是剧烈爆炸，产生蘑菇云状气体产物；而另一种未产生气状产物。前者的冲量和有效工作时间大于后者。
MEMS固体微推力器可以形成单元数量巨大的微推力器阵列，适合低成本微、纳卫星系统，是极具潜力的新型卫星推力器。为研究基于纳米铝热剂的MEMS推力器工作特性，开展了大气和真空点火实验。大气下的燃烧羽流与空气进一步燃烧，导致羽流的发光持续时间约数ms，远大于真空试验，过估了在真空条件下的推力器作用时间。真空试验获得了动态推力特征和有效工作时间(约250μs)，估算推力器的冲量约55μN·s～80μN·s。羽流影响范围的直径约为30mm、流向约70mm，羽流颗粒的运动速度约132m/s。测试结果显示，底部点火先将推进剂挤出喷孔，而后在外部燃烧和爆炸。羽流形貌有两种特征:一种是剧烈爆炸，产生蘑菇云状气体产物；而另一种未产生气状产物。前者的冲量和有效工作时间大于后者。
2019, 40(4):953-960.
摘要:
为了解决离子推力器栅极在真空、高温、等离子体环境中微小热变形量检测的技术难题，提出了一种基于摄像测量原理的离子推力器栅极热变形测量方法，设计了一套基于远距显微镜进行栅极热变形测量的系统。运用交互式分区标定方法获得多目标清晰边缘，借助陶瓷探针及圆形合作标志完成栅极亚像素级变形量检测、图像放大系数计算以及切向畸变校正、水平面校正。精度验证实验表明本方法静态检测精度9μm，栅极热变形实验测量结果与国外同类实验趋势一致，系统满足离子推力器栅极热变形测量的需求。
为了解决离子推力器栅极在真空、高温、等离子体环境中微小热变形量检测的技术难题，提出了一种基于摄像测量原理的离子推力器栅极热变形测量方法，设计了一套基于远距显微镜进行栅极热变形测量的系统。运用交互式分区标定方法获得多目标清晰边缘，借助陶瓷探针及圆形合作标志完成栅极亚像素级变形量检测、图像放大系数计算以及切向畸变校正、水平面校正。精度验证实验表明本方法静态检测精度9μm，栅极热变形实验测量结果与国外同类实验趋势一致，系统满足离子推力器栅极热变形测量的需求。
推进技术 ® 2024 版权所有
技术支持：北京勤云科技发展有限公司
技术支持：北京勤云科技发展有限公司