一种气动控制式防喘装置通过初步试飞

防喘装置是预防导弹发射造成发动机空中停车的一种安全措施。在现代战斗机上,有无高性能的防喘装置已成为评定飞机先进性的重要指标。对防喘装置的基本要求应是不失时机的有效防喘 (或退喘);对发动机和进气系统的动态扰动和性能损失要小,推力恢复要快;不因防喘装置工作而影响飞机的有利作战姿态等。经过六年研制的气动控制式防喘装置,于 1990年在飞行试验台上以发射导弹燃气模拟器为试验手段,进行了吞烟试飞。初步试飞结果表明,该防喘装置基本满足了上述要求。该装置的基本原理仍是以脉冲方式向主燃烧室供油,但在供油机构和供油途径的设计等方面具有许多新的特点。      

不合格喷塑件的退塑工艺

采用碱性溶液化学退塑法对不合格喷塑件进行退塑,着重从工艺方法、影响其退塑的因素进行了阐述。     

单脉冲固体姿态控制发动机内流场与燃面退移耦合数值模拟

为解决单脉冲固体姿态控制发动机内流场与推进剂燃面退移耦合的问题,给出了耦合方法的理论基础,建立了基于动网格的双向耦合模型。采用面偏移法处理燃面退移过程,利用网格平顺与网格重建技术优化网格,解决网格变形问题;通过松耦合方式进行耦合计算。针对PAC-3增程拦截弹使用的单脉冲固体姿态控制发动机,进行了内流场与推进剂燃面退移耦合数值模拟,得到了该发动机内弹道特性曲线及其它性能参数。结果表明,PAC-3单脉冲固体姿态控制发动机仿真结果与相关实验结果吻合较好,计算得到燃烧室压强最大相对误差为3.96%。面偏移法能够有效追踪推进剂燃面,建立的耦合方法能够对内流场与推进剂燃面退移耦合过程进行准确稳定的模拟,为单脉冲固体姿态控制发动机多物理模型耦合模拟提供了有效的解决方案。     

含铝固体燃料冲压发动机工作性能分析

为探究含铝固体燃料冲压发动机的燃烧特性和工作性能，基于纳米铝颗粒和端羟基聚丁二烯（HTPB）的混合固体燃料，采用雷诺转捩模型、颗粒表面反应模型和涡概念耗散模型，建立了二维两相湍流燃烧模型；数值计算分析了含铝固体燃料冲压发动机内流场，以及不同含铝质量分数和粒径下的燃面退移速率、推力与比冲。结果表明：发动机的进气条件对颗粒相的燃烧与运动起主导作用；与纯HTPB推进剂相比，添加质量分数为5%的铝颗粒能够提高补燃室压强和温度，增大燃烧室内高温区面积，可使推进剂平均燃面退移速率提高18.53%，发动机推力提高21.37%，密度比冲提高2.38%，适当增加铝颗粒含量或减小粒径，对提高推进剂燃面退移速率、发动机推力和密度比冲具有积极作用。     

基于Pro/E的参数化驱动固体发动机模装设计

为实现参数化驱动的固体火箭发动机结构设计、零件装配及其与平行层燃面退移的一体化集成，以Pro/E族表技术为核心，利用WinForm框架和XML等技术，提出了实现固体火箭发动机结构参数化模装设计和整机自动化装配的技术途径，实现了发动机各零部件三维模型的参数化驱动及发动机整机的自动化装配，实现了复杂三维药柱退移过程中的拓扑结构变化。该研究开发完成固体火箭发动机结构参数化模装设计软件系统，系统中包含29个发动机零件，通过灵活设定结构参数，可自动化构建多达720种不同结构形式的发动机结构实体模型，实现平行层燃面退移，得到发动机工作过程中的动态结构质量特性，同时计算出发动机的内弹道性能，并且具有可扩展性。该技术能够为进一步研究固体火箭发动机的设计、仿真、优化的一体化系统奠定基础。     

固体发动机实际成型药柱燃面退移快速算法

针对固体发动机电子计算机断层扫描(CT)图像数据具有伪影噪声的问题，和实际成型药柱燃面粗糙度大、退移计算难度大的问题，提出一种CT数据的快速最小距离函数(CTFMDF)法。固体火箭发动机CT图像中存在伪影噪声，采用非均值滤波(NLM)算法对CT图像进行去噪处理，采用Scharr算子对去伪影后的图像进行Canny边缘检测，提取装药燃面。最大类间方差(OTSU)算法将装药分离，并建立三维装药体数据模型，对燃面数据建立多个并行K-d树，快速检索出装药到燃面的最小距离。实验结果证明：对于不同的装药结构，可以完成任意燃去厚度时的燃面位置，且CT-FMDF法运行时间更短。基于CT实测数据，对于带有初始燃面缺陷的装药，可计算出燃烧时缺陷对燃面的影响。     

基于喘振信号处理仿真系统的航空发动机判喘参数优化设计

为了提高某型涡扇发动机判喘的准确度和时效性，基于PXI计算机设计了用于判喘参数优化的喘振信号处理仿真系 统。完成了发动机台架试验的喘振特征信号高频同步采集，实现了喘振信号机载处理系统的数字化。通过喘振信号的模拟输出 与机载处理仿真，分析了喘振信号的低通和带通滤波参数、压差信号直流分量高选值、判喘阈值、喘振确认持续时间、消喘指令持 续时间6个参数对判喘系统的影响，并对判喘参数进行了优化设计与验证。通过参数优化，发动机小状态的判喘时间由86 ms缩 短到53 ms，大状态由无法判出到有效判出喘振。结果表明：该系统有效地提高了发动机判喘的准确度和时效性，可广泛用于航空 发动机判喘系统的参数优化与设计验证。     

航空发动机消喘措施试验验证

为明确燃烧室短时切油、关小压气机可调静子叶片（VSV）角度和放大喷口喉部面积等消喘措施对发动机消喘功能的影 响，依托某型变几何混排涡扇发动机制定了试验方案，开展了消喘措施专项验证试验，分别得到了消喘失败和消喘成功时的切油 深度、VSV角度瞬时关小量和喷口喉部面积瞬时放大量，并从理论上对试验现象做了解释。结果表明：试验结果与理论分析相一 致，证明试验结果是可靠的；试验结果能够为消喘系统的设计提供参考，在设计消喘系统时，消喘措施的具体调整量需通过试验手 段确定；适当增大切油深度、增加喷口喉部面积瞬时放大量、增加VSV角度瞬时关小量，有利于发动机消喘；加快VSV和喷口等几 何可调特征部件的响应速度，有利于发动机快速退出喘振。