脉冲爆震发动机喷管实验研究

在直管脉冲爆震发动机上安装不同类型的喷管,利用推力传感器测量了不同频率下发动机的瞬态推力和平均推力.结果表明:台架对瞬态推力的测量结果具有明显影响,推力峰值明显落后于推力壁压力峰值,而且随频率的变化推力峰值的大小发生明显的变化;发动机平均推力随频率的增加呈非线性递增,与没有喷管的发动机平均推力相比,收敛引射组合喷管增推比最高,其次是收敛喷管,扩张喷管在较低的工作频率下能够增推,但是在较高的频率下扩张喷管会产生较明显的负推力.收敛喷管在高频工作时增推比有所下降.引射喷管位于发动机出口截面下游-0.3~1倍发动机出口直径的范围内具有较高的增推效果.     

基于相关性分析和神经网络的直接推力控制

传统的发动机控制是将一些可测量参数作为被控制量,如转速和压比,因为可由它们推算出推力。但由于推算的过程不准确,为保证发动机安全运行,在发动机的设计过程中常常保留了较大的裕度。而直接推力控制可以降低这些裕度,充分发挥发动机的性能。针对在飞行中推力无法直接测量的情况,本文使用了相关性分析和神经网络技术设计了非线性推力估计器,使用若干测量参数作为输入,实时计算出发动机的推力值。并针对发动机使用的实际情况,使设计出的估计器不但可以估计额定发动机的推力,而且可以估计非额定发动机的推力。在仿真结果中,估计出的推力跟踪上了正常和非额定发动机的推力。     

航空发动机进气温度畸变研究综述

进气温度畸变是影响航空发动机稳定工作的重要因素,本文首先概述了航空发动机进气温度畸变的来源,介绍了国内外围绕温度畸变引入机制开展的流动机理研究进展,总结了进气温度畸变对推进系统部件和发动机总体的影响。其次,分析了国内外现有的温度畸变模拟装置结构、工作原理与性能特性,介绍了利用畸变模拟装置开展机理研究与工程应用研究取得的进展。进一步,对比分析了各类温度畸变评定措施和评定标准,介绍了进气温度畸变测试环节涉及的关键技术。最后,列举了航空发动机进气温度畸变的抑制技术及针对温度畸变的发动机防喘控制技术,分析了各种技术的优缺点。航空发动机进气温度畸变研究对发动机抗温度畸变设计和测试具有重要的指导意义。     

两相脉冲爆震火箭发动机性能实验

为了获得脉冲爆震火箭发动机(PDRE)的性能参数,采用液态煤油为燃料、氧气为氧化剂、压缩氮气为隔离气体,进行了一系列多循环爆震实验.使用孔板流量计测量煤油流量,使用集气法测量氧气流量,使用动态压电式压力传感器测量r爆震室轴向的沿程压力,使用火焰温度及水蒸气浓度红外光谱测量仪测量爆震管出口平面的尾焰温度,使用动态压电式推力传感器测量PDRE所产生的瞬时推力.实验获得PDRE不同频率下的平均推力和比冲.实验结果表明:爆震压力和温度随着工作频率的变化而有所变化,填充系数对于PDRE比冲大小有着显著影响.采用爆震室部分填充的策略,可以显著地提高发动机比冲.     

激波风洞超燃冲压发动机推力测量技术研究

为满足高马赫数超燃冲压发动机研制的需求,在激波风洞中开展了超燃冲压发动机推力测量技术研究工作,采用压电式推力测量天平测量了超燃冲压发动机模型上的推力。根据试验模型的受力特性进行了天平设计与校准研究,并在激波风洞中开展了验证性试验。在天平设计中,采用有限元力电耦合分析方法对天平性能进行了预估。分析结果表明:天平主分量的灵敏度可达到17.447 mV/N,一阶振动模态可达到1022.40 Hz。在验证试验中,分别测量了超燃冲压发动机模型在喷注和不喷注燃料条件下的推力。试验结果表明:在2种试验状态下,发动机阻力差值最大约220 N,说明设计的压电式推力测量天平可分辨出不同试验条件下作用在发动机上的推力大小。     

民机涡扇发动机重吸入特性风洞试验

民机在滑跑减速阶段一般会使用发动机的反向推力来提高其减速性能和滑跑安全性,当滑跑速度较低时使用该装置,从发动机排出的向前方喷射的气流存在被发动机重新吸入的可能,该喷流受发动机风扇的压缩做功,喷流的温度比环境温度高,如果此气流被发动机重新吸入,将会导致发动机进气气流的温度畸变,而该畸变将会引起发动机风扇叶片的颤振,影响发动机的寿命和安全性.故对于一个使用涡扇发动机的新型飞机,有必要通过风洞试验来得到其在各工况下的重吸入特性,并且根据其重吸入特性,设定截止使用反推力的滑跑速度.本文主要论述通过风洞试验获得发动机重吸入特性,并且确定反推力使用截止滑跑速度的方法.     

面向飞行训练模拟器的航空发动机建模研究

建立精确的民航发动机性能模型有利于高逼真度的飞行仿真。基于Matlab/Simulink平台,依照CCAR-60对发动机的建模要求,分别建立了针对CFM-56发动机的推力、低压/高压转子转速、排气温度等模型。提出推力等级预设法,通过预设6个典型推力等级,更贴合民航飞行的实际情况,在保证动态性能的同时提高了模型的逼真度。最后,运用飞机着陆的真实环境和操纵数据对模型进行了验证,效果良好。     

高空发动机试车台矢量推力现场动态校准技术

根据发动机试车台矢量推力现场动态校准需求，通过系统化论证，针对试车台的技术要求及校准需求，解决发动机试车台现场实际使用和实验室校准条件不同造成的附加测量误差、试验台推力无法整体校准等问题。文中提出了利用摆锤式动态力加载装置实现标准矢量力加载的方案，为了验证设计方案的可行性，利用现有的设备研究验证校准方案，通过试验和分析给出了校准不确定度。结果表明：该方案动态性能优异，响应迅速，动态校准不确定度为2.2%，能满足高空发动机试车台矢量推力测试的需求，为后续进一步准确测试矢量推力提供了依据。     

航空发动机中冰晶结冰的研究进展

一般认为经过风扇压缩后空气温度高于冰点，压气机内不会发生结冰。然而近年来，国外研究者对若干起发动机推力损失故障的研究表明冰晶能够引起压气机内部结冰，并在试验室中再现了温度高于冰点时压气机内结冰这一现象。我国在航空发动机冰晶结冰研究方面刚刚起步，为准确掌握国内外研究现状，从数值和试验两方面对国内外已开展的压气机内结冰研究进行了分析与总结，讨论了当前冰晶结冰的主要研究成果和存在的局限，提出了开展冰晶结冰研究需重点关注的方向，为我国航空发动机冰晶摄入结冰研究和适航审定研究提供一定参考。     

Boosting稀疏最小二乘支持向量回归机及其在推力估计中的应用

为实现航空发动机的直接推力控制代替传统的基于传感器的液压机械式控制,本文使用boosting技术提升最小二乘支持向量回归机的性能设计了推力估计器。在使用boosting的过程中,有两点与传统方法不同：（1）为了在建立稀疏最小二乘支持向量回归机的时候使数值计算更稳定,使用无放回抽取;（2）为了实现最小二乘支持向量回归机的稀疏性和降低计算的复杂度,用训练数据集的一个子集来建立最小二乘支持向量回归机,不再使用全部训练数据。仿真实验表明,基于boosting稀疏最小二乘支持向量回归机的推力估计器能够满足直接推力控制的需要,即估计推力相对误差不大于5‰。     

高度补偿喷管冷态模拟与推力测量试验技术研究

推力特性是发动机的重要特性,也是评价发动机喷管性能优劣的重要指标.而发动机的推力特性会随高度的变化而产生一定的变化,同时,喷管型面和结构形式,也是影响其推力特性的重要因素.目前,国内外都在研究和优化发动机喷管的结构形式和型面,改善和提高喷管的性能.为了研究分析双钟形喷管和塞式喷管的高度补偿特性,需要进行地面模拟试验.为满足在FD-20A风洞中进行高度补偿喷管试验的需要,开展了高度补偿冷态模拟试验技术研究,对在冷态模拟条件下的喷流模拟技术、喷管推力测量试验技术和流动显示技术等进行了研究,满足了试验的需求.     

高涵道涡扇发动机在高温高原机场工作的特点

高涵道涡扇发动机以其优越的高亚音速经济性能、起飞推力性能和可靠性,广泛应用于大型民航机上.随着推进技术的不断更新和发展,涡扇发动机的性能也日趋完善.但外界条件对涡扇发动机的性能影响较大,特别在高温、高原机场工作时,发动机性能将变差,这就对机组的使用提出了更高的要求.本文在分析大气条件对涡扇发动机性能影响的基础上,提出了在高温、高原机场使用发动机时机组应注意的问题,对正确使用发动机,确保飞行安全具有一定的作用.     

脉冲爆震火箭发动机应用基础问题研究进展

脉冲爆震火箭发动机是一种通过产生周期性爆震波获得推力的动力装置，具有热效率高、结构简单、适用范围广等潜在优点。在面向应用时，为了充分发挥脉冲爆震火箭发动机的优势，需要解决诸多理论及工程性问题。目前已有大量的研究正在建立统一的爆震推进理论体系，以期为基于爆震推进方式的问世奠定理论和技术基础。针对应用可能遇到的问题，介绍了国内外相关研究进展。主要内容包括:两相爆震发动机技术，短距低阻起爆技术，发动机性能优化以及PDRE样机实验。关于两相爆震发动机技术，主要介绍了液态燃料爆震燃烧时的速度损失，液态燃料的雾化以及与气态氧化剂的掺混，最新进展包括通过加热燃油提高其雾化性能，从而提高推进性能；关于短距低阻起爆技术，主要介绍了固体障碍物起爆、流体障碍物起爆、热射流起爆以及激波聚焦起爆这4种方式的最新进展，其中固体障碍物起爆技术最为常见，而采用流体障碍物起爆技术可以更多地降低起爆过程中的性能损失；关于发动机性能优化，主要介绍了部分填充效应、尾喷管技术以及高频控制技术，部分填充以及尾喷管的使用有利于推进性能的提升，但在设计理论上仍需要更深入的研究，目前采用无阀工作方式可以有效提高发动机的工作频率；关于样机集成，主要介绍了目前出现的脉冲爆震发动机样机以及相关实验研究。     

基于改进灰狼优化算法的涡扇发动机性能/喷流噪声综合优化控制研究

为保证整个飞行过程中满足噪声适航标准和飞行器的安全性,需要按照最严苛的噪声要求进行发动机设计,并留有很大的安全裕度,因而导致发动机的性能潜力未能得到发挥。本文对传统灰狼算法进行了改进,提出自适应概率变异策略,在优化过程中调整狩猎模式,提升了算法的全局搜索能力;基于该算法开展涡扇发动机性能/喷流噪声综合寻优控制研究,根据不同飞行需求对航空发动机性能进行优化,获得最佳控制量,在满足安全性和噪声指标的同时,提高发动机的性能。仿真结果表明,改进后的算法具有更好的全局寻优性能,最大推力模式下可提升推力13.45%,最小油耗模式可降低油耗3.19%,最低涡轮前温度模式可降低涡轮前温度2.07%。     

超燃冲压发动机温度及热流测量技术研究进展

测量超燃冲压发动机内部温度及热流场可以为表征、评估、优化其工作状态与性能提供重要支撑。本文综述了可用于发动机温度及热流测量的接触式（铠装及薄膜式）传感器、非接触式（光电及辐射式）测量技术的研究现状及特点。重点介绍了薄膜式热电偶及热流计的发展趋势以及在高温瞬时测量领域的应用前景。最后，对超燃冲压发动机温度及热流测量技术进行了展望。     

变截面脉冲爆震火箭发动机实验研究

在8Hz频率下,以煤油为燃料,氧气为氧化剂,当量比为1.0的条件下,进行了变截面脉冲爆震火箭发动机的实验研究,其中包括等截面发动机,扩张型发动机,收敛型发动机,扩张-收敛型以及收敛-扩张型发动机.总结出了发动机横截面积变化影响爆震波传播的一些规律,得到了横截面积变化对发动机平均推力的影响.     

燃气二次喷射对推力矢量控制发动机内流场的影响

采用准一维非定常N-S方程对固体火箭发动机燃气二次喷射推力矢量控制过程进行数值仿真,研究燃气引出和燃气二次喷射对发动机燃烧室及喷管内流场的影响。重点研究了燃气引出对燃烧室压强波动的影响并对其形成机理进行了初步分析。结果表明,燃气二次喷射推力矢量控制工作过程中,燃烧室压强波动很大,速度在一定程度上脉动,温度基本上不受影响。由于高温高速二次燃气的加入,喷管扩散段二次喷射孔附近及其下游喷管内压强、速度和温度有明显的变化。     

带喷流扰流片的火箭发动机推力特性分析

采用试验结合数值仿真手段,研究了位于火箭发动机拉瓦尔喷管出口处单片喷流扰流片相对喷管出口径向位置的变化对发动机轴向力和侧向力的影响。研究结果表明：随着喷管出口面积堵塞比的增加,发动机侧向力增大,轴向推力损失增加;发动机轴向推力损失约为侧向力的30%到50%。仿真分析表明：喷流扰流片在发动机喷管扩张段内造成超声速燃气的激波与边界层相互作用,喷管扩张段内壁面形成的非对称压力分布是发动机侧向力产生的基础;喷流扰流片造成的燃气激波和粘性损失是发动机轴向推力损失的根源。     

脉冲爆震发动机模型机平均推力特性计算与实验研究

针对如何确定脉冲爆震发动机平均推力的问题,介绍了体积比冲估算法、推力壁压力曲线积分法和弹簧-质量-阻尼系统法的计算与测量原理。建立了PDE模型机推力测试台架系统。同时采用推力壁压力曲线积分法和弹簧-质量-阻尼系统法对一PDE模型机在不同频率多循环工况下的平均推力特性进行实验研究。对比分析了体积比冲估算法、推力壁压力曲线积分法和弹簧-质量-阻尼系统法所获得的PDE模型机平均推力计算值与实验值,发现：PDE模型机的平均推力随工作频率的升高基本上呈线性增加;同一工作频率下,采用体积比冲估算法得到的平均推力最大,推力壁压力曲线积分法次之,弹簧-质量-阻尼系统法最小;PDE模型机平均推力应处于推力壁压力曲线积分法与弹簧-质量-阻尼系统法所测推力之间。     

民用航空发动机燃烧室试验技术分析与研究

近年来,我国的大型客机发动机研制正处于攻坚阶段,零部件试验和整机试验均在大量开展。为了更好地支撑我国民用航空发动机低污染燃烧室的研发工作,阐述了大涵道比涡扇航空发动机燃烧室的典型研发路径,并对单头部、多头部和全环燃烧室3个研发阶段的试验技术进行了重点分析,介绍了每一阶段的主要试验内容、试验过程、试验设备、测试技术、关键环节以及各阶段试验面临的共性问题;同时,在燃烧室试验压力与温度、测试技术、试验研究的丰富性与前瞻性等方面进行了国内外对比分析,总结了我国民机燃烧室试验技术的发展现状,可为国内相关单位在研发民机低污染燃烧室、建设试验器、提升测试能力和填补技术空白等方面提供借鉴。