航空发动机气路颗粒静电监测技术模拟实验

探讨了航空发动机气路颗粒静电监测技术的工作原理和技术特点。为进行该技术的可行性研究搭建了模拟实验台,利用电晕模拟了气路故障发生时尾气中不同大小的带电颗粒,使用自制的探针式静电传感器对运动带电颗粒进行监测,信号调理器将感应电荷放大并转换为对应的电压,结果显示：①静电传感器能够监测到运动带电颗粒;②感应电压幅值与颗粒大小有关;③感应电压波形与颗粒性质有关;④大量小颗粒和单个大颗粒混合物的感应电压表现出两者各自的特征。     

弹体自旋条件下姿控发动机控制律设计

针对大气层内带有横向喷流姿控发动机和尾部气动舵的导弹,研究了弹体自旋条件下的姿态控制问题。以导弹的横向加速度为输出,建立了姿态系统数学模型,并对模型进行了分析和简化。考虑了双通道控制和单通道矢量控制两种控制方式,针对姿控发动机的离散工作特点,分别研究了控制律设计问题,实现了横向加速度的快速跟踪。针对喷流干扰效应,给出了喷流放大因子的在线估计算法。最后,进行了数值仿真,仿真结果说明了所提方法的有效性。     

液体火箭喷焰红外特性的数值仿真

用传输方程积分法计算液体火箭喷焰在光谱2~5?μm的红外特性,并考虑了经过海平面一定长度的水平路程后大气对液体火箭喷焰辐射的衰减作用.计算喷焰的形状为圆柱形,温度和组分的摩尔分数沿轴向和径向变化.计算中考虑气体组分H₂O,CO₂,CO的吸收与发射,喷焰内燃气的光谱透过率用SLG模型计算,大气的光谱透过率用LOWTRAN7.0计算.给出一台推力为1.125×10⁶N的液体火箭发动机喷焰表面以及经过海平面0.88?km水平路程大气衰减后的光谱辐射强度,经比较与参考文献给出的结果基本一致.     

进化策略在火箭发动机静态特性研究中的应用

建立了全流量补燃循环发动机的静态特性的数学模型.描述静态特性的数学模型是由一组非线性方程组成的.采用基于进化策略的进化算法求解全流量补燃循环发动机的静态特性方程,将该模型的非线性方程组求解问题转化为求带有约束的极小值的优化问题,建立了进化策略计算模型.讨论了进化策略算法在进化计算过程中使用的变异算子、重组算子和选择算子的设计,以及对约束条件的处理方法.数值计算的结果表明,利用基于进化策略的算法可以在较大范围内进行全流量循环液体火箭发动机的静态特性研究.     

差动活塞式燃气自增压系统参数设计方法

针对基于单组元肼类物质为工质的液体姿轨控发动机差动活塞式燃气自增压系统,分析了系统的工作原理,提出了系统的参数设计方法,建立了系统的参数设计流程,给出了系统的起动压力计算模型和自锁状态计算方法,并进行了实例研究。结果表明:系统最低起动压力与压力放大贮箱气体腔初始体积、活塞摩擦力和推进剂贮箱初始气垫体积直接相关;系统自锁后,推进剂贮箱压力的设计状态受推进剂贮箱所允许的最大压力上偏差和流量调节器与推进剂贮箱间的压降所约束;推进剂贮箱的工作压力范围是可以根据需要通过燃气自增压系统的设计来保证的。     

航空发动机喷嘴结焦积碳的性质

针对航空燃料燃烧时会在航空发动机喷嘴处产生大量结焦积碳,影响航空飞行器的飞行安全和使用寿命这一问题,研究了某型航空发动机喷嘴零部件上结焦积碳的生成情况.采用扫描电镜(SEM,Scanning Electron Microscope)、透射电镜(TEM,Transmission Electron Microscopy)、能谱仪(EDS,Energy Disperse Spectroscopy)以及X射线衍射技术(XRD,X-ray Diffraction)对结焦积碳的微观形态和性质进行了分析.结果表明:喷嘴零部件上生成的结焦积碳主要有两种形态:一种是丝状焦,另一种是颗粒状焦.其中,丝状焦只出现在零部件表面较光滑的位置,包括短纤维丝状焦和不定形丝状焦,是由金属催化作用所形成的;其形成与喷嘴零部件的结构、材质及表面粗糙度有关.颗粒状焦则主要集中在活塞表面,包括颗粒团聚状焦和颗粒分散状焦,是由催化作用与燃料热裂解共同作用所形成的.      

油焦浆发动机排气中的颗粒物特性分析

运用扫描电子显微镜、X射线能谱仪和热重分析仪对油焦浆和0#柴油燃烧产生的颗粒物样品以及制备油焦浆用的石油焦颗粒样品进行了检测和分析.研究结果表明:油焦浆燃烧产生的颗粒物排列稀疏,柴油燃烧产生的颗粒物互相粘结,排列紧密.油焦浆燃烧产生的颗粒物尺寸比石油焦颗粒稍大,比柴油燃烧产生的颗粒物稍小.油焦浆燃烧产生的颗粒物表面C,O和S 3种主要元素含量与柴油燃烧产生的颗粒物表面3种主要元素含量比较接近,但C和S元素含量比石油焦颗粒低,O元素含量比石油焦颗粒高.油焦浆燃烧产生的颗粒物挥发分含量比石油焦颗粒多,但比柴油燃烧产生的颗粒物少;固定碳含量比石油焦颗粒少,比柴油燃烧产生的颗粒物多.最后,油焦浆燃烧产生的颗粒物与柴油燃烧产生的颗粒物中固定碳着火和燃尽温度比较接近,但都比石油焦颗粒中固定碳着火和燃尽温度高.      

Index allocation for a reusable LOX/CH4 rocket engine

Reusable rocket engines are the core components of reusable launch vehicles, and have thus become a major focus of aerospace engineering research in recent years. In practice, subsystem design is based on the overall index allocation of an engine; therefore, a multidisciplinary optimization approach is necessary. In this study, design of a reusable methane/liquid oxygen (LOX/CH4) rocket engine with a gas generator cycle was investigated using multidisciplinary optimization. Two parameters were chosen as design variables: pressure and fuel mix ratio of the main combustion chamber. Optimization objectives were specific impulse, structural mass, and life cycle cost of the reusable rocket engine, and constraints were assigned to each discipline according to rocket design requirements. Then, an optimization model was developed, and optimal design parameters were acquired for the LOX/CH4 rocket engine. The proposed method is effective for designing the index allocation of reusable rocket engines and takes into account the multidisciplinary nature of complex systems.     

Complex Flow for Wing-in-ground Effect Craft with Power Augmented Ram Engine in Cruise

Power augmented ram (PAR) engine is a popular equipment to reduce the requirement of power for takeoff and improve aerodynamic performance. To provide detailed insight into the aerodynamic characteristics of wing-in-ground effect (WIG) craft with PAR engine, numerical simulations are carried out on WIG craft models in cruise. Simplified engine models are applied to the simulations. Two cruise modes for PAR engine are considered. The aerodynamic characteristics of the WIG craft and other features are studied. Comparisons with WIG craft model without PAR show that shutoff of PAR engine results in an increase in drag and less change in lift. Accordingly for the work of PAR engine, the air flow blown from the engine accelerates the flow around the upper surface and a high-speed attached flow near the trailing edge is recorded. With the schemed PAR flow, more suction force is realized and the flow features over the wing vary noticeably. It is also shown that the Coanda effect, provided with an attached flow, introduces an appropriate and practical flow mode for WIG craft with PAR engine in cruise. The results refresh our understanding on aerodynamic characteristics of WIG craft.     

一种快速推理技术在发射决策系统中的应用

发射决策系统是在测试发射段对运载火箭进行故障诊断的专家系统,发射决策系统的推理技术需要适应运载火箭测试项目繁多,测试数据量庞大、更新快速,可供诊断的时间有限等特点.快速推理技术分为事实匹配和规则匹配2个环节,借鉴Rete匹配算法的设计思想,提出了事实匹配网络结构,提出规则和黑板的向量表示方法,定义向量与运算实现规则匹配,构建规则匹配网络完成规则匹配.在某型号运载火箭发射决策系统中的应用结果表明,快速推理法推理速度快,推理结果准确,程序实现占用系统资源少,满足实时性要求.