正丁醇/煤油混合物非预混燃烧压力振荡特性

为探索生物混合燃料在燃气轮机燃烧室内的应用,将丁醇掺混入航空煤油中,根据燃烧室的实验结果构建熵波对流模型,定量分析其不同体积分数对燃烧室内压力振荡频率的影响。实验结果表明:在燃烧室进口压力1.98 MPa、温度600 K和油气比0.03下,随着丁醇所占体积分数增大,燃烧室内压力振荡频率逐渐下降,而幅值变化无明显规律。熵波对流模型结果与实验吻合较好,通过分析表明,不同燃料组分热值变化引起的对流时间改变,是燃烧室压力振荡频率变化的主要原因,为控制燃烧室内压力振荡提供了参考。      

计及壁面传热的微型向心涡轮气动设计探讨

毫米级微型向心涡轮传热效应显著区别于常规向心涡轮,发展计及壁面传热效应的微型向心涡轮的气动设计方法对微型燃气轮机的设计具有重要意义.根据微型向心涡轮壁面非绝热的特点,通过理论分析,初步建立了计及固壁传热效应的微型向心涡轮速度三角形的分析模型.在此基础上发展了计及传热效应的微型向心涡轮的气动设计方法.分析得到了考虑传热影响的微型向心涡轮设计规律.利用三维数值模拟手段对模型和设计方法进行了验证.结果初步表明所发展计及壁面传热效应的模型和微型向心涡轮气动设计方法具有较好的可行性.     

中国空间站燃烧科学实验系统燃烧室设计与分析

中国空间站燃烧科学实验系统能够在轨进行多种燃料的微重力燃烧实验，其关键组件燃烧室是可实现密封的压力容器，为实验插件提供机械、氧化剂、废气排放、供电、控制、冷却等接口，支持实验插件完成相关功能.本文依据承压范围、漏率、透射光波段等设计技术指标进行燃烧室结构设计与力学分析.燃烧室采用分段式结构，由合叶门、锁紧圈、连接环、筒体等组件依次连接组成，连接结构处使用密封圈.通过燃烧室的承压分析、模态分析以及随机响应分析，校核了燃烧室结构的强度、刚度及随机振动响应特性，验证了燃烧室设计的安全性与可靠性，能够满足发射及在轨工作要求.      

大力神火箭爆炸原因

美国“大力神34D”爆炸起因在固体助推器上:1.固体助推器内部绝热材料质量欠佳,使燃烧室在瞬间烧坏;2.固体燃料的裂缝引起异常燃烧;3.固体助推器喷嘴堵塞,内压变得非常高;4.操作失误,使固体助推器燃烧室有所损坏。生产商对充填燃料的固体助推器部分,用 x 线进行非破坏性检查,以     

应用气动斜坡和燃气发生器的超燃燃烧室

为增强超声速燃烧过程中的燃料掺混,设计了一种被动式燃料掺混增强结构:气动斜坡/燃气发生器组合燃料喷注结构,并在直连式超燃试验台上对这种喷注结构进行了纹影、油流谱等冷试和热试试验.同时数值模拟了超声速流场中气动斜坡/燃气发生器组合结构的流动及燃烧特性.结果表明:气动斜坡/燃气发生器组合结构有助于燃料的掺混,掺混效率由单独气动斜坡喷注器情况下的60%提高到了75%;总压损失主要由壁面摩擦产生,气动斜坡和燃气发生器产生的总压损失相对较少;作为燃烧室点火器使用的燃气发生器起着点火和助燃的双重作用.      

超燃燃烧室等离子体点火和火焰稳定性能

为了研究热等离子点火器在超燃冲压发动机中的应用,在来流马赫数2.0工况下,针对乙烯和氢气两种燃料,进行了超燃环境中等离子体点火的试验和仿真研究.在来流总温1 500~1 950 K,燃料当量比0.1~0.55范围内对等离子点火器的点火和改善燃烧性能的性质进行了详细分析.结果显示:对于氢气和乙烯燃料,等离子体点火器使两种燃料的点火性能均得到明显改善,点火延迟时间大大缩短,燃料着火范围扩大、贫燃极限当量比降低.但未观察到其在加速掺混以及改善燃烧性能方面的明显作用.进行了与乙烯燃烧试验对应的数值仿真工作,选用了两种乙烯化学反应模型进行对比研究.仿真结果显示:8步9组分反应模型与试验结果符合较好,而3步6组分反应模型过高的估计了反应剧烈程度,燃烧室压力值偏高,压力起始上升位置偏向上游.所用的8步模型比3步模型更适合于超燃燃烧室中乙烯反应的模拟.     

一种微型空间驱动机构设计及力学仿真验证

提出一种基于超声电机、谐波减速器及角位置传感器的轻量化微型空间驱动机构方案.该驱动机构有高精度、大扭矩/质量比、结构紧凑、双角度测量备份等优点.对轴承、谐波减速器等关键部件建模方的法进行探讨,并通过对整机的模态分析及振动试验仿真验证设计的合理性.该机构的设计可以被应用于轻型机械臂、太阳帆板驱动机构等空间执行机构.     

液体火箭发动机系统设计仿真与优化

建立了某液体火箭发动机系统设计的仿真模型与相应的多目标优化模型,编制了系统仿真程序,并在iSIGHT的软件平台上针对不同的优化目标对发动机的设计参数进行优化.采用了组合优化策略,结合多岛遗传算法和序列二次规划算法分别进行全局寻优和局部寻优,求得全局最优点.建立了单燃气发生器循环系统的质量模型,在优化过程中考虑了发动机主要部件结构质量对系统性能的影响。以燃烧室压强、混合比和喷管出口反压为设计变量,优化目标包括发动机比冲、有效载荷、结构质量、密度比冲、关机时飞行速度、推进剂综合密度.并根据结果分析了燃烧室压强和混合比对发动机性能的影响.     

超燃冲压发动机燃烧室设计计算方法的研究

为寻找一种适当的计算超燃冲压发动机燃烧室性能的方法并评估现有模型的优劣,提出一维化学动力学模型,且通过几个算例验证了该模型的可靠性.为研究设计过程中的性能计算方法的适用性,针对一具体的燃烧室,采用目前通用的性能计算方法,即冲量分析法、一维化学动力学及二维化学动力学方法,计算得到燃烧室内各气动参数的分布曲线,并得到上述方法在超燃冲压发动机燃烧室设计过程中性能计算适用性的初步结论.计算结果表明:一维化学动力学方法与冲量分析法都能够考虑到摩擦、通道面积变化以及燃烧释热的影响因素,具有较好的适应性.对于冲量分析法,在考虑燃烧时,还需设定放热规律; 而一维化学动力学方法则可以利用化学反应模型,会自动计算释热规律,具有更大的独立性.和前两种模型相对比,二维化学动力学方法可以更细致地捕捉到流场中的一些细节,但此种模型需要较长的运算时间.对比这几个模型,各具有不同特点,在超燃冲压发动机的设计与性能计算过程中,需综合考虑上述区别,最充分地发挥各模型的优势.     

一种单喷嘴推力室燃烧内流场的方法

为了方便开展单喷嘴气气喷注器燃烧试验研究,设计了一种燃烧室壁面测温,并结合推力室燃烧流场的非稳态数值模拟的方法,以考察燃烧室内流场的发展和燃烧完成情况.应用试验数据对不同的湍流模型和燃烧模型进行了对比研究,得到与试验结果较为吻合的计算模型.并应用该方法开展了同轴剪切式喷注器氢/氧喷注动量比、燃烧室压力变化的试验研究.试验结果表明喷注器掺混燃烧效果随氢/氧喷注动量比增加而增强,而不随燃烧室压力的变化而变化.     

新概念旋转冲压发动机的研究与分析

为解决燃气涡轮发动机性能和成本受结构材料制约和冲压发动机不能独立使用和在地面应用的问题,在对燃气轮机、冲压发动机和内燃机3类发动机的结构进行分析和融合创新的基础上,提出了一种基于冲压压缩技术的新概念旋转冲压发动机的研究构想.该发动机主体结构为一内置有旋流燃烧室的高速旋转无叶无塞内燃转子,能融压气、燃烧和排气做功于一体.对其工作原理、结构方案和性能进行的初步研究分析表明,该发动机结构简单紧凑,体积小,成本低,效率高,功率大,可广泛用于航空与地面的各种动力.      

小样本理论在航空发动机研制费估算中的应用

研究了小样本理论中的偏最小二乘法在航空发动机研制费估算中的适用性,系统收集了国内10余种军用涡喷/涡扇发动机的技术性能和研制费数据,选取涡轮进口温度、军用耗油率、发动机军用推力、发动机加力推力、发动机推重比、发动机净重、总增压比、空气流量、翻修寿命、原型机数量、完成时间等技术参数,将小样本理论中的偏最小二乘法应用于军用航空发动机研制费估算模型的研究,形成了基于主要性能指标的军用航空发动机研制费参数估算模型,并建立了军用航空发动机研制继承系数的概念.计算结果表明,该模型较国内其他已有模型的精度有所提高,达到了10%,可以应用于我国航空发动机研制费的快速估算.     

燃烧室头部进气规律对煤粉燃烧效率的影响

用实验方法研究了火焰筒式煤粉燃烧室头部进气规律对燃烧效率的影响。通过对6种结构的头部配气方案的分析比较,得出了煤粉燃烧室合理的头部配气方案,为今后煤粉燃烧室的设计和工作状态的选择提供了重要的实验依据。     

基于试飞分析的直升机动力系统边界保护控制方法

涡轴发动机作为直升机等旋翼飞行器动力系统的主要部件,一旦发动机关键参数超限,一般采用降低燃油量及功率的方法进行限制,会暂时降低动力涡轮转速,使其低于正常额定状态约4%～6%。若未及时脱离超限状态,可导致动力涡轮转速继续降低,威胁飞行安全。为解决上述问题,基于对某型直升机从现象到数据的试飞分析,提出一种控制方法,通过设计总距控制律,在发参超限状态下实现动力系统边界保护控制,若未及时脱离超限状态,则自动改出,恢复动力系统正常控制,大幅增强了直升机动力系统控制的鲁棒性及飞行的安全性。通过动力系统建模,并对控制律进行仿真,验证了所提方法的正确性。     

微藻航空燃料的热氧化安定性与热沉

航空燃料安定性和热沉对飞机和发动机工作可靠性、飞机飞行安全及战术性能的发挥有重要作用。利用热重-差热分析联用仪研究了2种典型微藻航油的热氧化安定性和热沉,并与标准航空喷气燃料RP-3进行了对比。结果表明:混合生物油的失重终点温度和最大失重点的温度与标准航空喷气燃料RP-3相比均向高温区移动。在失重区间内,除了物理热沉还有化学热沉的贡献。在热重曲线中定义了2个无量纲参数:引发温度和燃尽指数,引发温度表征起始裂解温度,燃尽指数表征沉积特性。2个参数结合可以较好地诠释燃料的热安定性和热沉。球等鞭金藻油高碳数烷烃在提高热沉基础上导致碳沉积的形成,但小球藻油在热沉提高的基础上,并没有形成碳沉积。说明通过有效控制高碳数烷烃分配比例增加其热沉并控制其积碳在理论和技术上是可行的。      

基于ADRC的涡轴发动机／直升机子系统抗扰控制

主要研究涡轴发动机转速抗扰控制问题,提出了一种基于自抗扰控制技术(ADRC,Adaptive Disturbance Rejection Control)的涡轴发动机增量型串级抗扰控制器设计方法.一方面,采用串级控制结构,内环控制块模态的燃气涡轮转速,外环控制功率涡轮转速,使得内环扰动得到快速抑制.另一方面,每个子回路中通过扩张状态量观测实时地对被控对象内环进行扰动补偿.最后,基于直升机/发动机非线性综合仿真模型的数字仿真表明该控制方法显著改善了涡轴发动机功率跟随特性,提升了直升机/涡轴发动机综合闭环系统的可操控极限.     

飞机发动机叶片缺陷的差激励涡流传感器检测

针对某型号飞机发动机涡轮叶片上预制的微裂纹缺陷进行了检测研究.基于涡流检测技术设计并研制了一种尺寸小、灵敏度高的差激励探头,应用有限元分析软件开展了叶片微裂纹缺陷仿真分析.为了实现叶片的自动高效检测,设计并采用数控多自由度扫查台来控制采集过程,实现了对叶片表面裂纹缺陷的快速扫查检测.采集信号经过信号调理电路,A/D转换后输入计算机,完成信号的保存、处理和输出.通过对比实验结果与仿真结果发现,研制的差激励式涡流传感器可以有效地实现对叶片类零件表面微裂纹位置的判定,对涡轮叶片类零件微缺陷早期诊断评估具有一定的现实和借鉴意义.