大力速燃火箭发动机蜂巢状装药的设计与理论分析

针对速燃火箭发动机大推力短燃时的特点，提出了一种满足此的新型装药－－蜂巢状装药，并对该药型的内弹道特性、燃面规律和力学特点作出了定性和定量分析，对速燃发动机的装药设计有一定的借鉴意义 。     

侵蚀燃速辨识

本文将控制论中的辨识技术用于确定固体推进剂火箭发动机装药的侵蚀燃速关系式,对燃速辨识方法作了较为全面和详细的研究.通过对假想发动机作燃速辨识,对该方法的可行性作了充分的论证.用燃速辨识法对真实型号的发动机作了侵蚀燃速辨识,获得了同一发动机装药在不同初温下侵蚀燃速关系式.由于燃速辨识仅需利用一条发动机试车压力一时间曲线,并且在电子计算机上用最优化方法给出结果,因而该方法具有迅速、经济、准确等优点,能更实际地研究固体火箭发动机工作状态下的装药侵蚀燃烧特性.而且便于观察过去实验研究做得较少的初温对侵蚀燃速的影响.这是一种在工程应用上确定装药侵蚀燃速的切实可行的方法.     

大过载下固体火箭发动机内弹道计算

大过载会对固体火箭发动机装药燃烧产生很大的影响。采用基于加速度的装药燃速增强模型,通过水平集(Level set)算法对非均匀燃速下的复杂燃面非平行层推移过程进行计算,得到了大过载下的内弹道性能.计算结果表明:过载对发动机内弹道影响不大,在过载作用方向上装药燃速增加,可能导致装药出现偏烧,绝热层提前暴露,造成该处烧蚀加剧.      

利用锥形内孔装药发动机和燃速辨识方法确定推进剂的基本燃速

通过锥形内初装药发动机试验的压力-时间曲线,利用燃速辨识方法获得了高低两个压强范围装药的基本燃速表达式,比较了考虑c~*、k随燃烧室压强P变化和不考虑其变化所得的基本燃速表达式及其对内弹道予示的影响.结果证明,用本方法获得的燃速比燃速仪获得的燃速高5～8%,预示的内弹道曲线也与发动机实测曲线基本吻合.     

固体火箭发动机旋转对燃速的影响

从实验和理论两方面探讨了固体火箭发动机旋转对燃速的影响。对含铝复合推进剂在试片发动机、全尺寸装药发动机工作状态下旋转对燃速的影响进行了研究, 获得了大量实验数据。得到以下几点结论:铝粉含量相同时, 燃速敏感性随铝粉粒度增大而增大;铝粉粒度相同时, 燃速敏感性随铝粉含量增大而增大;高燃速推进剂加速度阀值高, 燃速敏感性小。      

爆燃脉冲发动机内弹道模拟及实验分析

为了研究质量轻便、结构紧凑的固体冲量发动机,提出以微气孔球形推进剂作为能量材料,以对流爆燃形成高内压为模式的脉冲动力方案。通过分析不同推进剂密度、长度、点火药量和膜片形式等因素,得到了大喉燃比发动机中球形装药爆燃诱导条件;根据球形装药爆燃特性,通过数值模型研究了新型爆燃冲量发动机的内弹道与流场特性。结果表明：装药长度、装药密度和点火药量均对发动机中爆燃现象出现有明显影响,较长装药,较小装药密度和较大点火药量均利于诱发对流爆燃;微气孔球形药在发动机燃烧室内燃速与压力规律以分段的指数燃速形式出现;初步论证一体式爆燃脉冲发动机的实用潜力。     

无喷管发动机燃速特性的实验研究

针对无喷管发动机的工作特点,采用二维片型装药实验方案,对高燃速含铝丁羟复合推进剂做了相当数量的试验来研究其燃速特性.试验参数的选择应用正交设计法.在此试验的基础上,参照有关的燃烧理论,得出了适合无喷管发动机工作特点的固体推进剂的实际燃速表达式.     

定量插管浇注工艺装置

国内近年来开展的战术固体火箭单室双推力发动机的研制工作,已经取得了较好的成果。单室双推力发动机具有两种燃速不同推进剂呈前后串联排列、两段装药在助推段工作期间同时燃烧后,续航段继续工作。因此,可以获得两级推力。发动机的两级推力是采用燃速不同推进剂与改变燃面相结合的方法来实现的(即调节Ⅰ、Ⅱ级装药量)为确保发动机装药结构完整性和发动机工作可靠性,从装药工艺上提出如下要求:     

固液火箭发动机工作过程三维数值仿真

根据固体燃料壁面与气相间的流固耦合得出了固体燃料燃速模型,对采用星形装药的H₂O₂/HTPB(hydroxyl-terminated polybutadiene)固液火箭发动机进行了燃烧流动三维数值仿真,得到了流场参数的分布及不同位置的固体燃料燃速,与二维轴对称仿真结果进行了对比.计算结果表明:装药截面的火焰层形状与装药星孔型面形状相似,但火焰层厚度与位置在星根与星角处存在差异;随着轴向位置的增加,氧化剂不断消耗,火焰层向通道中心移动;固体燃料燃速与氧化剂流率及不同装药位置有关,其大小随氧化剂流率的增加而增加,星根处燃速比星角处大;在相同氧化剂流率下,三维星形装药比二维轴对称装药的平均固体燃料燃速大.      

无喷管固体发动机装药技术研究

为提高无喷管发动机的比冲，从装药角度研究了在低燃速推进剂配方中加入短纤维以提高推进剂的抗冲刷性能，采用装药＂喷管＂收敛段的倒锥形造型技术及两种不同燃速推进剂的同心层装药，使无喷管发动机的比冲稳定在１８８２．０～１９８９．０Ｎ·ｓ／ｋｇ，满足了预定要求。与有喷管同类型发动机的内弹道性能比较，无喷管发动机的总冲量达到相当高的水平。     

缘板及叶冠间的接触状况及其对叶片位移和应力的影响

1.计算方法及其实验验证 本文用分析法见文献[1],这里以WS9高压二级涡轮转子叶片(简称WS9叶片)为例来说明方法的特点。该转子轮盘上均匀安装110片叶片,组成具有循环对称接触结构的叶片环,有接触表面的循环对称结构。据此,可将图1所示的一片叶片取作基本段分析,但同时必须在该叶片一般有限元刚度方程中引入缘板及叶冠的循环对称接触表面(叶冠的A1侧面与A2侧面,以及缘板的B1侧面与B2侧面)处的循环对称接触     

轮盘剖面形状的优化设计

本文提出一种实用的轮盘优化模型,它可用中心孔半径、轮毂轴向厚度和外半径、轮颈半径以及轮毂、轮缘与轮辐转接处的转接角等几何参数来描述,整个轮盘可近似为由一系列不等轴向厚度的圆环组成。一个能自动生成计算截面的子程序,响应上述诸参数的变化,灵活地生成任意个径向厚度各异的不等轴向厚度的小圆环,以这些小圆环的轴向厚度和上述诸几何参数为设计变量,以轮盘设计的五个应力准则为约束条件,以轮盘重量为目标函数,采用随机射线法+随机投点法的组合优化方法,加速收敛,达到轮盘重量最轻,剖面形状最优。     

超磁致伸缩材料及其在航空航天工业中的应用

介绍了超磁致伸缩材料在国内外发展状况,系统地比较了该材料各种制备方法的优缺点及其适用领域,采用真空感应熔炼和真空区熔定向凝固方法制备出 Tb0.3Dy0.7Fe1.95 超磁致伸缩合金,用 X-射线及光学金相分析了该合金的凝固组织形貌、微观结构和晶体择优生长方向。结果表明,该合金的铸态组织为树枝状的Mg Cu2 型 ( Tb,Dy) Fe2 和富稀土相两相结构。本实验条件下,该合金定向凝固形态为胞状晶和树枝晶,其晶体生长择优取向分别为〈1 1 0〉和〈1 1 2〉方向。同时介绍了超型磁致伸缩材料在航空航天工业中的应用前景     

基于三焦距张量及BMA的运动估计和补偿

为克服块匹配位移估计方法 (BMA)不能准确描述物体的旋转、相机镜头的推移 (pan)及缩放的缺点 ,引入计算机视觉中的三线性关系及基于三焦距张量的像素转移进行运动估计和补偿。将像素转移与块匹配运动估计和补偿方法相结合 ,通过实际的图像序列比较了这种方法与单纯 BMA方法的运动补偿效果 ,结果表明 ,在有相机平移及景物有深度变化时 ,本文方法的效果明显优于单纯 BMA方法。     

强度和寿命分布模型的统一描述与检验

证明了：①三参数Ｗｅｉｂｕｌ分布可有效地拟合正态数据和对数正态数据;②两参数Ｗｅｉｂｕｌ分布（Ｂ１）、正态分布（Ｂ２）、对数正态分布（Ｂ３）和三参数Ｗｅｉｂｕｌ分布（Ｂ４）的Ｂ基值间存在以下关系Ｂ１＜Ｂ２＜Ｂ３＜Ｂ４;③在工程中常见的情况下,以三参数Ｗｅｉｂｕｌ分布拟合正态数据和对数正态数据,其Ｂ基值的相对估值误差ε＜５％。     

PDM技术及其在直升机研制中的作用

本文首先分析了当前直升机在运用CAD/CAE/CAM技术进行研制中存在的一些问题,接着提供了解决的方法,介绍了PDM的概念、构成、主要功能。最后简述了PDM技术在直升机研制中的作用,以及企业在实施PDM当中应注意的一些问题。     

飞行器结构设计与强度的现状与发展

 本文综合评述飞行器结构设计与强度的现状与发展,着重讨论了当前的几个重大中心课题,以求有助于型号研制和学术研究,推动航空科学技术的发展。因篇幅有限,对于现有成熟的技术与方法,不求罗列俱全。本文内容偏重于结合飞机结构,但也涉及航天器结构。     

机遇与挑战 上海机场的转型发展之路

<正>我国第一个真正意义上以全面开放对接全球化为目标的试验区——中国(上海)自由贸易试验区——挂牌已经一月有余,无论是航空物流股票的上涨。还是首单飞机租赁业务的落地,航空业受益自贸区建设已初见端倪。然而,要充分利用好自贸区政策对行业的提振,则还需要民航单位通过主动弥补自身不足,去迎合乃至带动自身的发展。上海航空枢纽建设已经持续10个年头,但枢纽竞争力还有待提升。而有业内人士认为,如今国家把自贸区设在上海,或许可以借助自贸区平台,把上海作为中国民航业管理改革的试验田,成为全行业可以复制的标本。中国民航报记者走访了上海机场集团等     

超跨音涡轮参数关系式及其应用

本文以无因次的导叶出口气流速度λ_1及动叶周速λ_(u1)为自变量,推导出超跨音涡轮级气流及性能参数的基本关系式,适用于基元级或以特征半径代表全级的性能预估。并随同给出一组举例的参数变化曲线。 也对近十年来国内外跨音涡轮研究情况作一简报,并以概括性能的压比效率图列出其水平。     

发动机构型分析与评价软件的设计与实现

在发动机初步设计阶段,要根据对发动机的构型方案进行分析与评价,来选择发动机主要设计参数,并从多个发动机方案中选择最佳方案。作者以液体推进剂火箭发动机为研究对象,建立了一个发动机构型分析与评价软件IRE/CAA。本文阐述了软件LRE/CAA的设计思想,介绍了软件所包括的模块和各个模块的功能,并说明了在软件实现过程中一些问题的处理方法。