空间斯特林发电机热头结构设计及分析

空间斯特林发电机热头在工作中要承受严酷的高温高压的工况,为了保证其长寿命和高效换热等要求,需要对斯特林发电机热头的材料、结构等方面进行分析和优化设计。本文初步介绍了空间斯特林发电机热头结构设计的要求和准则,分析了热头结构设计的难点和关键点及解决途径。采用有限元分析方法,开展了斯特林发电样机热头的温度和压力综合应力分析和热头结构的优化设计。加工完成的热头结构的工作性能满足斯特林发电机样机的要求,初步验证了设计方法和途径的正确性。     

简讯

西航研制的20kW碟式斯特林发动机填补国家空白2012年8月13日,中航工业西航兆瓦级碟式斯特林太阳能热发电站示范工程方案继7月25日通过陕西省科技厅组织的专家组评审后,被列入陕西省科技统筹创新工程计划重大科技专项。这标志着以58台斯特林发动机组成的兆瓦级太阳能热发电站示范工程即将进入实施阶段。西航是国家863计划中分布式太阳能热发电技术项目的牵头单位,研制的新能源科研项目斯特林发     

带涡轮燃烧室的涡扇发动机设计点性能分析

本文采用气动热力循环参数分析方法,对一分开排气、涡轮级间带燃烧室的涡扇发动机进行了设计状态下的气动热力计算,分析了发动机不同部件对总体性能的影响。其结果可为新一代涡扇发动机的设计提供参考。     

液体火箭发动机可靠性设计综合分析方法研究

针对液体火箭发动机可靠性设计问题，提出综合运用可靠性模块分析、故障模式及效应分析（FMEA）、故障数据分析及故障树分析（FTA）等可靠性分析方法，评估发动机不同设计方案的可靠性水平。此法可应用于方案论证阶段的发动机可靠性设计，并举例对某型号发动机的方案论证进行了典型分析计算。     

基于模型的航空发动机系统安全性研究

在分析概括传统系统安全性分析的基础上,提出了一种基于模型的航空发动机系统安全性评估流程和分析方法,其从航空发动机系统自身特点出发,统一安全性分析和发动机性能设计模型,实现安全性设计和性能设计之间的平衡交互,以保证安全性分析结果的一致性、完整性和客观性.经概括,该流程方法所需突破 的3个关键技术有:①失效模式的描述方法;②关键影响因素的分级和定位方法;③安全性分析验证方法.      

估计飞行器羽流影响的点源流动模型和计算机程序

目前和今后使用火箭发动机进行轨道和姿态控制的空间飞行器都要遇到发动机排气羽流影响问题.本文讨论了一种迅速估算轴对称的羽流远流场对飞行器影响的近似分析方法和相应的计算机程序.这种点源分析方法考虑了排气气体和喷管的特性.通过计算发动机排气羽流场,计算排气羽流干扰力矩和推力损失,这些影响在飞行器设计中必须给予考虑和控制.利用该方法和计算机程序对一个卫星模型进行了羽流影响的计算.     

基于飞/发一体化的涡轮冲压组合发动机概念方案设计

建立了飞/发一体化约束分析与任务分析模型,形成了由飞行器指标参数到发动机推力需求的概念设计方法。基于某超声速飞行器的设计指标,开展了飞/发一体化分析,确定了满足任务约束的飞行器总重和发动机推力需求,初步确定了发动机的技术方案,并基于飞/发一体化分析方法,对飞行器的任务轨迹、组合发动机模态转换马赫数和超级燃烧室尺寸进行了优化,可为后续组合发动机总体方案设计提供明确牵引。     

基于SB的民用航空发动机产品成熟度分析方法研究

从各发动机制造商颁发的SB的数据分析入手,以工程管理的视角,建立了一套统一对比和评价不同产品成熟度的分析方法。该方法通过对4家发动机制造商的6款产品逐一分析、对比,在评估每个产品成熟度和产品特性的同时,对发动机制造商在设计、制造及其综合管理等方面存在较大问题的产品进行了深入的剖析。本文提供的评价方法和分析结果对于发动机选型决策、产品使用风险预测和人力资源安排优化等均有重要的参考价值,该分析方法不仅适用于航空发动机产品,还适用于其他类似产品的成熟度分析。     

某结构空心风扇叶片设计与分析

针对宽弦空心风扇叶片技术在大涵道比航空发动机设计中的应用研究,以某型宽弦风扇叶片为对象,探索了无芯结构空心风扇叶片结构设计和快速强度分析方法.定义了无芯结构空心叶片的几何特征参数,提出了1种基于NX Nastran快速强度分析方法,重点分析了加强筋数量、宽度对空心叶片强度和刚度的影响,并分析了制造偏差对结构设计的影响.结果表明:无芯结构宽弦空心风扇叶片设计方法可以实现无芯结构空心叶片结构设计和快速强度分析.     

带TIB的涡扇发动机性能研究

基于双轴混合排气涡扇发动机热力学模型,采用气动热力循环参数分析方法,计算分析了带有涡轮通道内燃烧室(TIB)涡扇发动机设计点的热力性能,研究比较了TIB对发动机高度特性、速度特性以及转速特性的影响。计算结果表明,采用TIB方法,虽然耗油率(TSFC)有一定增大,但发动机单位推力(ST)明显增大,发动机性能得到改善。     

航空发动机顶层设计指标评价方法及软件开发

采用层次分析、熵值、质量功能展开、模糊综合评价等运筹学的基本方法,结合航空发动机行业的技术特点,建立了一套能够量化评估航空发动机的先进性和技术成熟度等顶层设计指标的评价方法,并在C++Builder编译环境下开发了面向对象的评估软件。在民用航空发动机项目中的实际应用表明,方法能够对航空发动机的先进性和技术风险等顶层设计指标进行合理的量化评估,并对航空发动机研发过程中的技术成熟度进行动态跟踪。     

航空发动机稳态总体气动特性的逆向仿真研究

由于缺乏发动机稳态工作的气动参数数据,飞机/发动机气动一体化设计遇到了困难。为此对某型航空发动机的离散试车数据点进行了多元高次多项式拟合,建立了该型号发动机的稳态特性曲线。在此基础上进行了发动机的总体气动性能逆向仿真研究,建立了该型号发动机进出口气动参数随工况变化的关系曲线,为某型飞机的机体/发动机一体化气动设计提供了依据。      

低温液体推进剂充填管路的数值模拟

研究了低温液体推进剂供应管路预冷充填过程的计算方法, 利用一维均相平衡态流体动力学模型和涵盖预冷过程中主要传热工况的传热模型, 考虑了低温液体推进剂的可压缩性, 用有限容积法求解管流方程, 用有限差分法求解管壁内的一维非稳态导热方程.计算了某型低温液体推进剂火箭发动机实验台系统供应管路的预冷充填过程, 分析比较了仿真与实验的结果, 为发动机和实验台系统的改进及新系统的设计提供了依据, 仿真结果及分析结论已应用于现有发动机实验台系统的改造和长距离液氢输送管道的设计中.      

直接喷射分层燃烧转子发动机工作过程的模拟

利用零维热力学模型对直接喷射分层燃烧转子发动机工作过程进行模拟计算,得到了燃烧室内工质温度、压力随偏心轴转角的变化和性能参数曲线,并与文献[5]中的计算结果进行了比较。结果表明:该模型可满足工程应用的需要,可作为直接喷射分层燃烧转子发动机初步或改进设计的分析工具。      

声激励柱壳响应分析中的结合受纳函数

结合受纳函数 (Joint Acceptance Function)是分析声载荷作用下结构特性时遇到的一个特殊的函数。这个函数不仅取决于结构模态 ,还取决于声场特性。本文以柱壳结构为研究对象 ,从分析结合受纳函数的定义、性质入手 ,研究如何利用结构分析中广泛采用的有限元数值结果来计算结合受纳函数 ,获得一种解决工程问题的通用方法。通过和解析解获得的结果比较说明这种结合受纳函数的数值计算方法是可行的。     

基于Riccati方程的航空发动机鲁棒容错控制

采用状态反馈控制律,基于Riccati型方程,导出了对象模型存在参数摄动的航空发动机控制系统对传感器失效具有完整性的一个充分条件,并给出了使该充分条件得到满足的一种迭代计算方法。以某型双转子航空发动机为例进行了仿真设计,仿真计算结果表明上述方法有效、实用。对于执行器发生故障的情形,也给出了类似的结论。      

减压器动态过程的数值仿真

针对贮箱增压过程和发动机工作过程中减压器的动态调节,建立了液体火箭发动机常用的反向卸荷式减压器的动态数学模型,采用四阶龙格-库塔方法进行了数值仿真,分析了减压器在启动增压过程中的动态特性,得到不同入口压力下减压器的出口压力与试验数据相一致的结论。表明所建立的数学模型准确,采用的仿真方法符合精度要求,对同类减压器的设计和系统分析具有一定的指导作用。      

飞机燃油系统功能仿真分析

燃油系统在飞机上是一个非常庞大而且复杂的系统。利用流体仿真软件nowmaster构建了飞机燃油系统整体模型,并进行了一系列仿真分析,分别追踪了管路系统在正常情况、某一（些）增压泵失效、一发动机失效时发动机入口流量和压力随时间变化曲线,并与设计流量和压力进行对比分析,发现计算结果满足设计要求,证明这种方法是切实可行的。     

Limit protection design in turbofan engine acceleration control based on scheduling command governor

A new limit protection method based on Scheduling Command Governor (SCG) is proposed for imposing multiple constraints on a turbofan engine during acceleration process. A Gain Scheduling Controller (GSC) is designed for the transient state control and its stability proof is developed using Linear Matrix Inequalities (LMIs). The SCG is an add-on control scheme which manages engine limits effectively based on reference trajectory optimization. Unlike the traditional min–max architecture with switching logic, the SCG method utilizes the Linear Parameter Varying (LPV) closed-loop model to form a prediction of future constraint violation and per instant solves a constraint-admissible reference within an approximate Maximal Output Admissible Set (MOAS). The influence of the variation of engine dynamic characteristics and equilibrium points during transient state control is handled by the design of contractive sets. Simulation results on a turbofan engine component-level model show the applicability and effectiveness of the SCG method. Compared to the traditional min–max method, the SCG method has less conservativeness. In addition, the design of contractive sets makes conservativeness tunable.     

Control-oriented Modeling for Air-breathing Hypersonic Vehicle Using Parameterized Configuration Approach

This article presents a parameterized configuration modeling approach to develop a 6 degrees of freedom (DOF) rigid-body model for air-breathing hypersonic vehicle (AHV). The modeling process involves the parameterized configuration design, inviscous hypersonic aerodynamic force calculation and scramjet engine modeling. The parameters are designed for airframe-propulsion integration configuration, the aerodynamic force calculation is based on engineering experimental methods, and the engine model is acquired from gas dynamics and quasi-one dimensional combustor calculations. Multivariate fitting is used to obtain analytical equations for aerodynamic force and thrust. Furthermore, the fitting accuracy is evaluated by relative error (RE). Trim results show that the model can be applied to the investigation of control method for AHV during the cruise phase. The modeling process integrates several disciplines such as configuration design, aerodynamic calculation, scramjet modeling and control method. Therefore the modeling method makes it possible to conduct AHV aerodynamics/propulsion/control integration design.