单组元300N发动机低温试验研究 (“液体火箭推进”专刊)

为探究低温环境下单组元300N发动机的工作特性，揭示影响发动机低温性能的主要影响因素，以300N发动机为试验对象，开展了模拟飞行工况的发动机低温试验。给出了低温试验研究方法，分别从温度差异对发动机性能影响、催化剂活性差异对发动机低温启动特性影响和低温对电磁阀响应特性影响等方面获得研究结果。结果表明，低温是影响发动机低温性能的主要影响因素，-48℃条件催化剂无法完成推进剂的催化分解，发动机发生爆炸；-30℃条件下起活时间为80.5～87.5ms，发动机可正常启动，且启动温度与起活时间成指数关系；催化剂批次差异也对发动机低温工作性能产生一定影响，不同批次催化剂低温起活时间t10的差异可达91ms；低温试验过程中，电磁阀的关闭受到低温推进剂粘性和背压的影响，产生了明显的迟滞现象，延迟时间约100ms，对发动机在轨的精准控制存在一定影响。     

涡扇发动机装机状态自然低温试验

为完成涡扇发动机状态鉴定，在北方场站开展了发动机装机状态下的自然环境低温试验。通过地面试验完成了自然低 温试验环境的量化分析，研究了不同气源起动模式、不同使用方法对装机状态自然低温条件下发动机起动性能的影响，分析了发 动机样本量对试验鉴定结果的影响。结果表明：APU供气是低温冷浸透起动的首选起动方式；冷运转可以有效改善发动机低温起 动性能，使相对起动时间缩短0.125～0.250；增加发动机样本量可以获得更加科学的鉴定结果，在低温起动过程中，发动机可能出 现失速等不稳定现象，甚至造成起动失败。开展了飞行试验，研究了空中低温环境对发动机工作参数及加减速特性的影响。结果 表明：在相同高度和速度下发动机加速时间随进气温度的降低而延长，当空中进气温度相差约30 ℃时，加速时间延长最多约为 18%；减速时间随进气温度的变化不大。     

膏体推进剂发动机试验

通过发动机试验系统,进行了膏体推进剂发动机热格栅点火试验和多次关机 启动试验研究。试验发动机带有供料装置,供料压强为7 5MPa,推进剂流量为51g s,喷管喉径为7mm,燃烧室平均压强约1 7MPa,总工作时间大于136s。试验获得了膏体发动机多次点火的特性参数和进行多次关机 启动的压强曲线。试验结果表明:选用的膏体推进剂具有很好的热格栅点火性能,点火参数分布较均匀;膏体发动机具有良好的能量可控性。     

液态甲烷管道预冷过程的仿真研究

低温推进剂液体火箭发动机在推进剂加注时需要进行管道预冷以避免推进剂气化。为揭示管路预冷过程中低温流体的两相流动特性,针对小型液氧/甲烷发动机液态甲烷管道的预冷过程进行了研究。采用Lee蒸发模型,模拟并分析了不同入口流量下的湍流传热过程,得到了管道预冷过程中甲烷的体积分数、温度、压力和速度的变化规律。结果表明：在管道预冷过程中,液态甲烷会发生闪蒸现象,甲烷的温度和压力的变化是影响闪蒸的主要因素;在低流量时,预冷时间与质量流量呈负相关,当质量流量增大到一定程度后,预冷时间趋于稳定值。研究结果可预示容许时间内的最优预冷流量,对提高预冷效率和改进低温推进剂加注过程具有指导作用。     

一种绿色无毒单组元微推力器性能试验研究

为了获得研制的一种基于绿色无毒ADN基推进剂的单组元0.2N微推力器性能,对其进行了试验研究。通过真空加热试验,获得微推力器的温启动加热性能;通过高空模拟热试车试验,获得微推力器稳态和脉冲工况下,微推力器的推力、温度分布等参数,考察微推力器的启动性能、稳态、脉冲工作稳定性,研究微推力器工作过程中推力室、前室和电磁阀温度变化规律,通过1000s长稳态点火试验,验证了微推力器长稳态工作的稳定性。结果表明,3W加热功率实现了微推力器200℃的温启动要求,微推力器完成了系列稳态、脉冲考核程序,工作过程中微推力器推力稳定,启动响应快,推力室温度最高达到1016℃。试验证明了研制的0.2N微推力器在完成结构微型化的同时,实现了微流量下推力器稳定工作,微推力器额定真空比冲大于200s,性能优良,200mN推力量级微推力器的成功研制,将进一步拓展ADN绿色无毒推进在微推进领域的应用。     

PBT固体推进剂低温力学性能研究

为考察PBT固体推进剂低温力学性能，采用单轴拉伸实验方法研究了固化参数、交联参数、固化时间三种因素对PBT固体推进剂-40℃下力学性能的影响。玻璃化温度测试结果表明，全部样品玻璃化温度处于-51.3～-53.6℃，推进剂在-40℃下处于高弹态；单轴拉伸测试结果表明：PBT固体推进剂在低温状态下硬度、抗拉强度与固化参数、交联参数、固化时间呈正相关，伸长率与固化参数、交联参数、固化时间呈负相关。低温力学性能受固化参数、交联参数影响显著性低于常温力学性能；低温下固化参数在1.00～1.05内与伸长率呈现一定线性关系。     

模拟自然环境的航空发动机低温起动试验研究

为了验证航空发动机在低温环境温度下的起动性能,基于试验舱模拟自然环境进行了某型涡扇发动机低温起动试验, 介绍了试验设备及试验准备情况,选取环境条件为-40 ℃的降温历程曲线作为研究对象,该条件下的冷浸区别于高空台风车冷 浸,能够使发动机内、外部关键部位均达到目标温度。试验结果表明：舱内冷浸3 h后发动机外部附件和内部转动部件已“冷透”。 因低温环境下主燃油泵调节器内部零组件工作特性变化而导致的起动过程供油时间提前和供油量增多,是影响该型发动机低温 起动特性的主要因素;对调节系统预热（冷运转）可明显提高低温环境下的起动成功率。该方法可在外场推广使用。     

活塞式航空煤油发动机冷启动性能试验

针对启喷转速、燃油温度、点火能量等影响因素,在一台排量650 mL的单缸试验机上,开展了对航空煤油发动机冷启动性能的试验研究。结果表明:随着启喷转速的提高,启动时间呈现先变短后变长的趋势,启喷转速为1 200 r/min时启动时间最短;燃油温度的提高对冷启动性能和燃烧特性都有提升,在本文试验条件下,燃油温度为50 ℃时即可成功启动;提升点火能量对火核形成和火焰传播都有积极影响,可显著缩短启动时间,但当点火能量增大到75 mJ之后,其改善作用已不明显。     

N2O混合火箭发动机的催化点火研究

利用N2O催化分解原理,设计了一个用于启动N2O混合火箭发动机的催化点火器。试验表明,在催化剂被加热到400~600℃左右后,该点火器可以成功启动N2O/有机玻璃(PMMA)混合火箭发动机。在切断氧化剂供给,节流关闭发动机后,可以通过再次加热催化室重新实现发动机的启动,在节流时间较短的情况下也可以直接打开氧化剂阀门,利用催化室余热多次启动发动机。     

HAN基单组元发动机均匀分配喷注器设计及试验研究（“液体火箭推进”专刊）

硝酸羟胺基（简称HAN）推进剂要比肼类推进剂稳定,将相同质量的HAN基推进剂完全分解,HAN基推进剂所需的时间要比肼推进剂要长。为了增大推进剂与催化剂的初始接触面积,使推进剂在催化床内均匀分布,开展了发动机喷注器的均匀分配方式研究。通过采用VOF模型对新型喷注器结构的喷注过程和雾化效果进行数值仿真研究,为喷注器结构优化提供理论支持。同时通过三维PDA（Phase Doppler Anemometry）测量系统,获得了两种喷注器结构雾化液滴空间上的密度分布、直径大小以及轴向速度等对比情况。最后,通过地面热试车试验,对两种喷注器结构的发动机在脉冲温启动、稳态工作性能及燃烧反应特性等方面进行了对比,带喷注芯体的喷注器结构在开机响应特性和燃烧性能方面都更好。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.     

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