Tech-X发动机及其先进技术分析

Tech-X发动机是GE公司研发的用于超大航程公务机的新一代高涵道比涡扇发动机.本文就Tech-X发动机的性能指标和先进技术创新进行了概括性分析,供相关人士参考.     

组合动力空天飞行器关键技术

针对组合动力系统的工作特征和空天飞行器的任务特点，总结组合动力空天飞行器面临的主要问题，并梳理了该类飞行器存在的主要关键技术。从气动布局、机体/推进一体化、热防护/热管理、制导、控制、地面和飞行试验等方面，详细阐述各类关键技术存在的难点，总结各类技术的发展现状，并分析给出未来可能的发展途径和方向。相关研究可指导未来组合动力空天飞行器的技术攻关。     

液体火箭发动机离心轮极限转速分析与试验

为确保液体火箭发动机离心泵叶轮(离心轮)安全可靠工作,提出了基于强度的最大"正"等效应力法和基于刚度的双切线法两种失效判别准则以进行离心轮极限转速分析,并开展了离心轮超速试验进行验证。结果表明:最大"正"等效应力法准确地预测了离心轮破裂起始位置和破坏形式,误差低于15%;双切线法预测的屈服转速与试验结果符合较好,误差低于5%。对于塑性较好的离心轮结构,采用屈服转速替代破裂转速进行极限转速设计分析更利于实现低成本、高可靠性的设计目标。     

基于分层燃烧的RBCC发动机热力循环浅析

针对分层燃烧循环RBCC发动机,建立了热力学理论模型,引入压缩效率、加热比和增压比,对RBCC发动机的热力循环过程进行分析,推导了发动机热效率计算公式,探讨了热效率随不同参数的变化及其与各参数之间的关系。分析表明,压缩效率、加热比及喷管压比越高,热效率越大;存在最优增压比,可使热效率达到最高值。     

提高航空发动机性能的弯扭导向器技术

给出了采用弯扭导向器提高发动机性能的设计原则：在全三维弯扭设计时，必须在保证涡轮前总温、总压和燃气流量的前提下，合理调整尾喷管面积，提高涡轮后背压，保证在设计转速下涡轮输出功与原型涡轮级相同，从而保证了压气机的设计点和喘振裕度，同时提高了发动机推力、降低油耗。     

高性能液体远地点发动机技术发展

液体远地点发动机的性能提高具有显著的经济效益和社会效益.通过使用高性能喷注器、高效燃烧室和新型耐高温材料,国外采用N2O4/MMH推进剂的液体远地点发动机最高比冲已达到323 s.分析了国外高性能液体远地点发动机性能特点和关键技术,介绍了我国第3代490 N发动机的研制情况,结合工程应用要求和研制现状,提出了第3代490 N发动机的后续研究重点.     

缩比推力室甲烷传热试验研究

为了研究火箭发动机推力室冷却通道内的甲烷传热和流阻特性,研制了缩比推力室甲烷传热试验系统,并以推力室挤压热试验的形式进行了5次超临界甲烷传热试验和2次亚临界甲烷传热试验研究.超临界甲烷传热试验燃烧室压力为5.5～7.5 MPa,燃烧室氢氧混合比约为6.8,甲烷温度为128～230 K,甲烷冷却剂流量为5～7 kg/s,甲烷冷却剂入口压力为8.3～11.7 MPa.亚临界甲烷传热试验的室压约为4 MPa,氢氧混合比2.8,甲烷温度为：128～189 K,甲烷冷却剂流量约为2.9 kg/s,甲烷入口压力为3～3.5 MPa.通过试验研究获得了液态甲烷在推力室冷却通道内超临界压力状态和亚临界压力状态下的传热和流阻特性.     

配置点谱方法求解推进剂供应管路瞬变流动

基于一维管道瞬变流理论和数值谱方法,给出了求解推进剂供应系统管路内液体瞬变流控制方程的Chebyshev配置点谱方法,通过将“超谱粘性项”引入控制方程,有效地消除了由于解的间断或大梯度变化引起的数值振荡.以一段两端分别连接贮箱和阀门的等截面圆直管为例,利用该方法对阀门关闭后管道内水击现象进行了计算,给出了相应的水击压力仿真结果,并分别与采用特征线法和有限元法求解的结果进行了分析比较,论证了Chebyshev配置点谱方法求解推进剂供应管路内流体瞬变流的可行性.     

甲烷喷射温度对燃烧稳定性影响规律研究

对液氧/甲烷火箭发动机燃烧稳定性进行了数值仿真研究,比较分析了甲烷喷射温度对其燃烧稳定性的影响规律.结果表明：在222 K,224 K,226 K,228 K,230 K和234 K时,发动机燃烧稳定性较好.     

仿真技术在球阀特性研究中的应用

航天领域火箭发动机上的球阀性能要求高、工作条件恶劣,对球阀流场分布特性、流量系数特性和力矩特性的研究一直是关注的焦点,要得到较为精确的计算结果又节省大量试验经费,对球阀流场进行仿真研究是有效途径.以液体火箭发动机用球阀为例,建立了三维稳态仿真数学模型并进行仿真计算,然后与试验结果进行比较,验证了计算模型的正确性.