推力矢量发动机燃气舵气动性能分析

采用六分力试验技术对某推力矢量发动机燃气舵的气动特性进行了试验研究。试验测得燃气舵舵片上的力和绕舵片转轴的力矩等参数。结合计算流体力学方法,采用非结构化网格技术对相应的燃气舵绕流流场进行了数值分析,计算结果与试验数据符合较好。计算还给出了舵片所受力和力矩随舵片偏转角的变化规律。所得结论对相关领域的工程研究具有较大的指导意义。     

铌钨合金材料在液体火箭发动机上的应用

为探索铌钨合金在液体火箭发动机上的应用，针对我国研制成功的Nb-5W-2Mo-1Zr铌钨合金进行了高温性能试验及抗高温氧化涂层的研制，铌钨合金及涂层在高温时的组织结构分析及相关工艺试验。结果表明：Nb-5W-2Mo-1Zr铌钨合金及抗氧化涂层可用于液体火箭发动机。     

高温燃气进入舵机舱过程仿真与流动机理分析

采用计算流体力学(CFD)方法研究了火箭发动机工作拖尾段高温发动机燃气进入舵机舱的物理现象。结合导弹实际飞行弹道参数变化特点和超声速流场扰动不向前传递的空气动力学理论,提出了简化而不失真的非定常流场仿真方案,显著缩短了仿真周期;复现了某型导弹实际飞行时舵机舱先被"抽气"再进高温燃气的动态过程,并分析了高温发动机燃气进入舵机舱的流动机理,即在发动机工作段,导弹底端面压强低于舵机舱内压强,舵机舱被"抽气",在拖尾段随着燃烧室总压降低,喷口附近的马赫盘向导弹底端面移动,使导弹底端面压强增大且高于舵机舱内压强,高温燃气进入舵机舱烧毁电路致使导弹折断;明确了某型导弹折断故障产生的诱因,提出了改进措施和检测方法,并得到了大量飞行靶试的验证,解决了舵机舱热防护结构可靠性问题。     

高压燃气发射装置喉衬材料的烧蚀试验

介绍一种高压燃气发射装置喷管喉衬材料的烧蚀试验方法.提供了用炮钢、钨渗铜、钨渗银、钽10钨、钼合金及铌合金等材料的喷管试验结果,其中以钽10钨的抗烧蚀性最佳.     

新型推力矢量燃气舵抛离技术研究

本文针对燃气舵推力矢量存在的问题进行了抛离技术研究.在研究中采用新型技术实现燃气舵的抛离方案:即利用发动机尾流燃气的压力作为锁止力,利用弹性元件的动力作为驱动,实现燃气舵的抛离.通过调整弹性系数和预紧力,可以实现对抛离时机的自动控制.     

固体战术导弹燃气舵新材料研究

随着航天事业的发展,对耐超高温、抗高速粒子流冲刷、抗热震等材料的研究已越来越重要。航天飞机上必不可少的耐超高温的防热瓦、人造地球卫星的防热罩、运载火箭的头锥、固体火箭发动机的喉衬和燃气舵等均需要这种具有特殊性能的材料。 战术导弹采用燃气舵作为推力矢量控制方案正在被广泛应用,特别是对直径较小的战术导弹最为合适。燃气舵,一般是安装在     

固体火箭发动机喷管燃气舵铰链力矩参变分析

以固体火箭发动机喷管燃气舵绕流流场为研究对象,采用数值模拟技术,通过离散求解流动方程及相关湍流模型方程,对包含舵基、舵片和发动机喷管在内的复杂流场进行了变参数分析,获得并揭示了舵基、舵片附近的流动现象和流动特点.验证了所引入的数值模拟方法的有效性,分析结果对舵基、舵片的结构安装以及控制机构的设计具有借鉴意义.     

航空燃气涡轮发动机起动性能分析

快速、可靠的起动能力是航空燃气涡轮发动机的最重要的特性之一,影响其起动的因素多而复杂,而航空燃气涡轮发动机宽广的工作范围又给起动控制系统的设计带来了困难。本文根据某型航空燃气涡轮发动机起动试验过程中的情况,通过数字仿真和试验数据,综合分析了影响起动性能的各种因素。      

双发飞翼布局保形尾喷管燃气舵概念设计

针对飞翼布局操纵效能低、稳定性差等不足,基于大展弦比双发动机布局飞翼无人机,开展了保形尾喷管燃气舵概念设计,分别设计了一种燃气方向舵与燃气升降舵。结合可靠的计算流体力学(CFD)计算方法,获取了全机纵向和横航向气动特性,并与常规气动舵设计进行了对比。研究表明:燃气方向舵比传统阻力方向舵具有更好的偏航操纵效率,且基本不影响全机升阻特性和俯仰力矩特性;燃气升降舵与内翼段开设升降舵时俯仰操纵效率接近,且在小迎角下具有显著的俯仰操纵效率,带来的附加阻力较小。     

固体导弹燃气舵的发展趋向

众所周知,燃气舵装置是导弹推力向量控制的技术方案之一,燃气舵必须满足以下要求才可以采用: 1.重量轻; 2.在保持升力效率条件下,材料浸蚀量少; 3.推力损失小; 4.发动机工作时,具有足够的负载能力; 5.易于生产; 6.成本低。     

气-粒两相流对燃气舵工作性能的影响

为了研究气-粒两相流对固体火箭发动机燃气舵的影响,基于固体火箭发动机燃气舵的工作特点,在求解二维Navier-Stokes(N-S)方程的基础上,分别对有无颗粒相的流场进行了数值模拟,并且考虑了颗粒直径为1,10μm和30μm,颗粒质量分数为15%,20%和30%,舵偏角为0°,5°,10°及15°的各种组合工况.结果表明,在相同外界条件下,有颗粒相时舵表面的压力要大于无颗粒相时的表面压力,而且这种差别在迎风面和舵片前半部分表现得比较明显;在气动性能方面,有颗粒相时升力和阻力都要比无颗粒相时大,这种差别随颗粒直径的增大而减小,在一定颗粒质量分数范围内,随颗粒质量分数的增加而增大.      

碳/酚醛燃气舵热化学烧蚀过程数值研究

为了研究碳/酚醛燃气舵热化学烧蚀问题,在Fluent平台上采用UDF二次开发方法,对碳/酚醛燃气舵二维非定常流固热耦合过程进行了数值仿真研究。对几何建模、边界条件、热解气体逸出过程以及热化学烧蚀导致的边界退移等问题进行了详尽的描述,并选取了合适的计算模型。对不同舵偏角下燃气舵温度分布、热解气体逸出通量以及热化学烧蚀等问题进行了分析研究。结果表明:燃气舵表面化学反应以及热解气体的逸出过程能够有效降低燃气舵壁面以及内部温度,下降温度最高值约为325K;燃气舵前缘一直是热化学烧蚀最严重区域,达到0.5mm,迎风面烧蚀量次之,而背风面几乎不存在热化学烧蚀现象;迎风面热化学烧蚀会随着舵偏角的增大而变得更为严重。     

超燃冲压发动机燃气取样探针设计与试验验证

燃气取样探针作为超燃冲压发动机燃气分析系统的关键部件,决定了超声速环境中燃气取样的代表性。根据超燃冲压发动机试验条件,基于燃气取样探针理论分析,利用结构设计和流场分析相结合的方式,完成了一支6点取样探针的设计,并在燃气发生器出口超声速环境下开展了校核试验。流场分析表明探针内部结构能够实现化学反应冻结。空气校核试验测量的氧气含量与理论值吻合,偏差小于1%;燃料校核试验测量了燃气发生器出口超声速气流中的氧气、一氧化碳和二氧化碳,其结果在一定程度上反映了燃烧室流场的空间分布。预估燃气发生器的燃烧效率约为83%。     

基于数值模拟的燃气舵轴向位置优化分析

为了优化燃气舵的安装位置,应用fluent软件对燃气舵三维湍流流场结构进行了分析,在此基础上就燃气舵安装位置对燃气舵流场的影响进行了数值模拟.通过数值模拟得到燃气舵在不同轴向位置、耳片长度和舵偏角下绕流流场的复杂波系结构,绘制了燃气舵在不同舵偏角下升力的变化曲线,给出了燃气舵可以提供的升力参量随舵偏角度变化的规律.通过分析,确定了燃气舵的轴向安装位置,数值模拟和实验结果相符.     

小型化催化重整煤油燃气发生器的数值模拟

催化重整燃气发生器是在线产生氢气的有效途径,有助于碳氢燃料超燃冲压发动机的着火和燃烧.通过对新设计的小型化燃气发生器乳化煤油的燃烧及催化重整进行数值模拟,在计算结果和试验数据吻合基础上,分析了出口燃气的总体状态和影响催化重整各参数的变化规律,确定了研究涉及到的参数范围内的最佳工况点,并揭示了内部的燃烧状态和一些难测量成分含量变化趋势,从而进一步指导设计和试验.      

Nb521 铌钨合金组织性能及其应用研究

对我国新研制的Nb521铌钨合金的室温及高温性能进行了研究,并对相应的微观组织进行了分析,并结合其在液体火箭发动机推力室身部的应用情况。结果表明:该铌钨合金具有优异的工艺性能及高温性能,可满足发动机对材料性能的使用要求。     

某型燃气涡轮起动机空中起动试验

为验证原本只为在地面起动发动机而设计的某型燃气涡轮起动机的空中辅助起动性能,在飞行试验台上,对其进行了空中辅助起动试验。与在地面起动发动机时的参数进行比较,得到了有意义的结论,掌握了其在空中工作时参数的变化规律,为提高该型燃气涡轮起动机空中辅助起动性能提供了依据。     

航空发动机用高温合金及其制备技术

航空发动机是现代工业皇冠上的明珠,可以衡量一个国家的综合技术实力.在燃气涡轮式航空发动机中,高温合金用量通常占到发动机总重量的40％以上,因而高温合金被誉为"现代航空发动机的基石".决定发动机整机性能、可靠性和安全性的关键热端部件,如涡轮盘、叶片、燃烧室等均主要采用高温合金制造.     

航空发动机涡轮后燃气温度检测系统设计及关键技术研究

航空发动机自动控制系统通过监测发动机涡轮后燃气温度,来实现对发动机涡轮前燃气温度的实时限温控制,从而避免发动机超温故障的出现。针对目前航空发动机涡轮后燃气温度测试精度偏低的工程现状,基于热电偶测温原理,提出了一种高精度涡轮后燃气温度实时检测技术的软、硬件设计方案。设计了一种基于温度校准仪的试验方法对其开展了系列试验,验证了系统的检测精度,并通过数据对比研究了延长导线规格、解算方法等关键因素对航空发动机涡轮后燃气温度检测精度的影响。     

涡轮叶片的高温疲劳断裂

前言 涡轮转子是发动机的重要部件之一。某发动机燃气涡轮泵中的整体涡轮转子材料系采用GH169合金。涡轮叶片由电解加工制成。 GH169(Incooel 718)是时效硬化Ni-Cr-Fe基合金。该合金在国外广泛应用于复杂焊接板材构件,喷气发动机和火箭发动机的