航空发动机燃烧室出口温度场稳定性的研究

本文概述了航空发动机燃烧室出口温度场研究的重要性；简明介绍了出口温度分布的评定指标。就某机燃烧室的出口温度场数据，用统计分析方法进行了径向、周向、热区、温度分布系数的研究，得到温场的分布规律。研究表明：余气系数决定平均温度，火焰简进气规律影响沿叶高温度分布．局部扇面叶高分布有一定变化且与进气结构有关。     

液氧/煤油发动机地面试验故障紧急关机系统研制

论述了液氧／煤油发动机研制地面试车中，出现故障时所采用的紧急关机系统的原理和系统结构、设计程序、设计指标、关机判断准则、验证及应用等。     

预制体结构对C/C喷管出口锥材料力学性能的影响

设计了3种用于制备喷管用C/C出口锥材料的炭纤维增强预制体,即炭布铺层骨架(P型预制体)、炭布叠层原位针刺骨架(N型预制体)、炭纤维整体编织骨架(B型预制体),并对比研究了预制体结构对C/C出口锥材料力学性能的影响。结果表明,对同密度水平的C/C出口锥,用P型预制体制备的C/C材料的层剪强度最低,N型预制体制备的材料的层剪强度最高,B型预制体制备的材料的层剪强度居中。3种预制体制备的C/C材料的高温弯曲性能差别不大,N型预制体结构更适合于C/C出口锥材料的制备成型。     

航空发动机应急放油功能失效故障分析

针对某型发动机在地面试车时发生的应急放油失效故障,通过分析故障现象、详细阐述应急放油系统工作原理及剖析故障机理,制定了排故流程。结合排故流程,列举应急放油附件电磁阀、电气系统、加力燃油泵故障3种故障原因,通过对3种故障原因逐条分析和排查,确定为加力燃油泵故障导致应急放油失效。更换加力燃油泵后进行试车验证,结果表明:发动机工作参数正常,应急放油功能正常,故障排除。总结得出类似加力燃油泵故障的快速判断方法,为后续故障的排除提供了新思路。     

高空模拟试验应急管理的Petri网建模及应用

针对我国高空模拟试验的应急管理,构建了一个应急管理工作流策略,并对这个策略进行了Petri网建模.这个模型主要包括应急停车程序和紧急停车程序.应急停车程序以保证被试发动机与试验设备的安全、同时兼顾快速停车为目标,所以主要由一些串行处理环节组成;而紧急停车程序则以快速停车为目标,所以以并行处理环节为主.模型的分析表明:模型具有可达性、合理性、自由选择性、良构性和S可覆盖性.根据这个模型,对某发动机在高空模拟试验时的应急管理进行了演练,获得了完成各个变迁需要的响应时间.分析这些时间数据,找到了在紧急停车程序的应急管理操作中影响整体应急响应时间的关键环节.同时发现,在应急停车程序中,可以根据应急事件的分级在保证发动机和试验设备的安全与应急响应时间之间找到一个折中,最大化应急管理的效果.应急程序的修改和应急培训有效地减少了关键环节的应急响应时间.     

对地观测卫星有限推力快速轨道机动优化方法

研究了对地观测卫星在有限推力作用下,快速轨道机动到目标区域上空的优化算法.分析了任务需求并选取两次点火的变轨方法,使算法更具普适性.推导出考虑J2摄动的三维空间的有限推力动力学方程.使用Lambert方法确定有限推力时间变量的取值范围,并在此基础上使用遗传算法进行优化,最终得到时间最优意义的优化结果.通过一个算例对整个优化算法做了验证.结果表明该算法精度高、计算时间短,适用于快速轨道机动任务.      

扰流板进气总压畸变试验

在吊舱进气道进口安装扰流板进行试验,研究扰流板进气畸变的影响因素及总压畸变特征。试验得到了进气道出口若干马赫数下进气总压畸变的定量数据,研究了进气道出口压力分布和畸变指数随飞行马赫数、扰流板堵塞比、进气道出口马赫数的变化关系。试验结果表明：进气道出口对应点总压恢复系数随扰流板堵塞比和进气道出口马赫数的减小而增大,几乎不随飞行马赫数发生变化;受扰流板、飞行侧滑角以及发动机低压转子转向影响,进气道出口局部区域存在高压区,高压区域的大小和位置随飞行马赫数、扰流板堵塞比、进气道出口马赫数的变化而变化;各总压畸变指数随扰流板堵塞比和进气道出口马赫数增大而增大,飞行马赫数对畸变指数影响很小。同时,数值计算了不同飞行马赫数下进气道出口总压畸变特征及周向稳态畸变指数,与试验结果结论一致,验证了试验结果的可靠性,也证明了数值计算在总压畸变研究中的有效性。研究工作为进一步的空中逼喘试验奠定了基础。     

弹支局部断裂后主动弹支干摩擦阻尼器对转子的保护

分析了弹支笼条局部断裂后对转子的影响;实验研究了弹支笼条没有裂纹、有裂纹时,升、降速等情况下转子的振动特性,包括有、无主动弹支干摩擦阻尼器控制等.实验发现,主动弹支干摩擦阻尼器能减小由于弹支发生局部断裂而增加的振动;选择P控制方案,主动式弹支干摩擦阻尼器能够在转子弹支局部断裂后,实现应急停机,起到保护转子系统的作用.      

火箭发动机试验紧急关机过程分析与改进

针对液体火箭发动机试验中紧急关机关键过程进行了深入研究,简述了当前氢氧火箭发动机试验紧急关机的常用模式和方法,对影响自动紧急关机条件判读响应时间的因素进行了理论分析和实验验证,获得了在用紧急关机系统的响应时间指标。针对紧急关机存在的时间延迟问题,提出了缩短条件判读响应时间的途径和具体解决方法。该方法在实际的试验系统中进行了多次验证,程序的正确性和稳定性得到了考核。对大型数据采集及故障诊断系统响应时间分析提供一定的参考依据。     

飞机结构强度试验应急载荷限定系统

多轮多支柱起落架飞机主起落架数量较多，试验机及试验设备重量大。试验应急卸载时，试验件和设备重量、以及加载过程中试验件变形所聚集能量快速释放的不协调性易对支持点结构产生较大冲击载荷，且该载荷不可控，影响试验的考核，存在安全隐患。针对多轮多支柱起落架飞机的强度试验要求，设计一种载荷限定系统。在应急卸载或者试验停试情况下，能够为非支持点起落架输出设定载荷，保证应急瞬间所产生的所有载荷按要求分配到所有起落架上，从而防止支持点起落架超载；试验过程中，能够对非支持点起落架施加试验主动载荷。利用仿真软件验证了系统原理的可行性。依据原理设计载荷限定系统，对其结构和工作性能进行应用验证，并在某型飞机全机疲劳试验中进行应用调试，结果表明，该系统完全能够满足试验要求。