发动机经验故障方程的建立与求解

本文提出了根据发动机故障样本建立发动机故障方程并利用最优化方法(主特征量模型)求解的故障诊断方法。经验故障方程是不同于发动机小偏差方程的另一类故障方程,它为发动机故障诊断提供了一条简便易行的途径,并且使发动机故障诊断范围扩展到气路分析方法难以适用的场合。文申讨论了经验故障方程的建立方法,求解方法和应用特点,给出了利用经验故障方程进行发动机故障诊断的实例。     

JT8D发动机燃调检修

本文简要介绍JT8D—17A发动机燃油调节器故障分析课题所做的一些工作及进展。通过对燃油调节器的理论分析、实验研究、经验积累,初步掌握了一些调试规律,并使燃调拆换率下降。     

三组元液体火箭发动机系统方案研究

三组元发动机是实现单级入轨的一项关键性技术。虽然国外从70年代就开始研究双燃烧室的三组元发动机,但由于推力室结构过于复杂,至今尚无一台样机出现。这里提出的三组元发动机系统,建立在三组元喷嘴技术基础之上,充分继承了已有的液氢／液氧、液氧／煤油发动机的研制成果,是技术先进、性能高、可在短期内实现的液体火箭发动机。     

歼击机主起落架充气嘴处的应力测定研究

 歼击机在使用中发生主起落架外筒断裂事故,其中有的是在起落架外筒充气嘴的内螺纹处断裂。本文给出改型后起落架外筒充气嘴处的应力分布,提供起落架寿命估算和今后设计的依据,对改进后的起落架外筒进行了应力测定。     

液氢突扩燃烧冲压发动机性能

对航天飞机用液氢突扩燃烧冲压发动机性能进行了比较详细的计算及分析。研究的工作范围为Ma=1.50～6.50、高度变化范围为H=0～40km。并把计算结果与等截面液氢冲压发动机性能进行了比较。计算结果表明,在低空低马赫数时突扩燃烧冲压发动机性能较为优越,而在高空高马赫数时性能基本没有变化。航天飞机使用突扩燃烧室冲压发动机在低空低马赫数时可以部分解决流量匹配问题,还可提高发动机推力、减少溢流阻力。燃烧室结构也较简单。     

高空长航时无人机航迹优化研究

主要探讨了高空长航时无人机的最省油的爬升-巡航航迹。采用改进了的遗传算法,求解了无人机从起飞到达目标区的最优航迹,并与传统的飞行方式作了比较。结果表明,采用改进了的遗传算法得到的航迹可以有效地减少无人机的耗油量,具有明显的经济、军事意义。     

扇形喷嘴燃油浓度场试验研究

 在常压和气流速度 Va=5 0～ 90 m/s、气流温度 T=2 83～ 673K、油压 Pf=0 .2～ 0 .8MPa,下游距离 x=1 0 0～ 1 90 mm的条件下 ,对某扇形喷嘴下游燃油浓度分布的影响进行了试验研究。试验表明 ,扇形喷嘴油雾场的纵向分布呈扇形 ,横向分布与直流式喷嘴侧喷类似。当气流速度减小、气温降低、油压升高或下游距离增大时 ,都会引起燃油分布范围及穿透深度增加     

放射性燃油密度测量技术的应用

利用γ射线的指数衰减规律，研制放射性的燃油密度传感器，在不同的环境条件下测量燃油密度。本文主要从放射性燃油密度测量传感器的工作原理，数学建模，测量数据分析等方面来论述放射性燃油密度测量技术在飞机燃油系统中的应用。     

丙烷结焦特性的电热管实验研究

通过实验及计算分析,给出了丙烷在不锈钢单管及复合铜管中的结焦阀温、壁温升高率、极限壁面温升、结焦率及结焦热阻等结焦特性,并讨论了几种因素对丙烷结焦的影响.实验结果可为氧/烃发动机冷却通道的设计提供依据.     

一种新型高能推进燃料的研究

研制高强燃烧及有强油滴燃烧“微爆炸”特性的燃料是高能燃料研究的一个重要方面.在对各种燃料广泛试验的基础上发现,双叠氮化合物具有极高燃烧率并具有产生“微爆炸”的必要条件.试验还表明,某些卤代碳氢化合物的少量添加除能保持和改善双叠氮化合物的高强燃烧特性外,还能诱发早期的极强的油滴二次破碎(“微爆炸”).例如,dC5+dI6,dC5+dBr5混合燃料的燃烧率可比普通碳氢燃料大6～7倍,强烈的油滴二次破碎可发生在油滴仅烧掉初始质量的30～40%.实际应用时,这类燃料可望用作基本燃料或燃料添加剂,在JP4中添加少量dC10或dC11可诱发明显的,强烈的“微爆炸”,并可增加燃烧率约25%.