超燃冲压发动机喷管下唇板可调方案

高超声速飞行器在飞行接力点和巡航结束点受喷管冷、热态膨胀状态不同的影响,会产生较大的冷、热态俯仰力矩差,从而对飞行器姿态控制带来较大困难.针对该问题,研究了下唇板可调方案对降低冷、热态俯仰力矩差的有效性,对不同下唇板角度进行数值模拟,得到了喷管性能参数.结果表明:下唇板旋转6°时,设计马赫数Ma=4.5下冷、热态俯仰力矩差下降29.57%,推力系数减小0.42%.并且进行了下唇板角度可调方案的风洞试验和对应的数值模拟,对比发现数值模拟结果与试验结果吻合较好,验证了所提出的可调方案及数值模拟结果的正确性.      

冲压发动机针刺C/SiC喷管的烧蚀行为研究

为探索C/SiC喷管在固液冲压发动机上应用的可行性以及固液冲压发动机工作环境下的烧蚀行为,对冲压发动机针刺C/SiC复合材料喷管进行了研究.研究结果表明:针刺C/SiC复合材料喷管能够适应冲压发动机富氧、长时间的工作环境;C/SiC复合材料喷管入口段和扩张段存在轻微的氧化,喉部以热化学烧蚀为主,收敛段以热化学烧蚀和热机械侵蚀为主;收敛段为整个喷管的薄弱环节,应根据不同的工作条件和烧蚀机理,对C/SiC喷管的厚度进行分别设计.     

冲压发动机C/SiC喷管沉积特性研究

为了探索冲压发动机C/SiC复合材料喷管的沉积特性,从C/SiC喷管不同的型面结构、不同试验状态以及不同的燃烧室状态等方面进行了研究。研究表明:C/SiC复合材料喷管的型面结构对喷管固体颗粒的沉积影响较小,可以忽略;试验状态和燃烧室状态对C/SiC复合材料喷管固体颗粒的沉积影响较大,喷管不容易产生沉积;在高空状态、复合材料燃烧室状态下,喷管扩张段容易产生沉积,且当扩张段欠膨胀时,加剧沉积。      

几何可调液体冲压发动机多变量控制算法研究

为了解决几何可调冲压发动机多变量耦合下的控制问题,设计了此发动机的混合灵敏度H∞鲁棒多变量控制器。在大偏离非线性动态模型基础上进行了仿真试验验证并与原单变量多回路控制器进行了对比,试验结果表明此多变量控制器可以有效地减小输出超调,提高了发动机的稳定裕度。      

无喷管火箭发动机

本文综合现有的无喷管火箭发动机研究的成果,评述其优缺点.在此基础上,对无喷管发动机的工作特点和主要影响因素,如点火、燃烧、装药变形及两相流动等,进行了分析,以及讨论了无喷管发动机内弹道计算的有关问题.     

涡轮发动机可调收扩喷管主要性能影响因素

采用数学方法对影响收扩喷管流量系数和推力系数的因素进行了定量分析,将特定结构参数的收扩喷管流量系数转化为喷管喉道直径D8的函数,将推力系数转换为喷管喉道面积A8和喷管面积比Ar的函数,并通过数值模拟对流量系数和推力系数函数的准确性进行了校验。研究结果表明:这2个函数可以较好地反映流量系数和推力系数的变化趋势,通过对其求解可以快速得到收扩喷管在某一状态的性能参数。利用公式得到可调收扩喷管推力系数最大点出现在略欠膨胀的工作状态。     

固体冲压发动机喷管用C/C-SiC复合材料

采用"化学气相渗透+先驱体浸渍裂解"(CVI+PIP)混合工艺制备固体冲压发动机用C/C-SiC复合材料喷管内层,综合考查复合材料的微观结构、弯曲性能和抗烧蚀性能以及固冲发动机C/C-SiC喷管内层水压和点火实验。结果表明:复合材料的弯曲强度达到197 MPa,且断裂破坏行为呈现典型的韧性模式;复合材料具有优异的抗氧化烧蚀性能,氧化烧蚀200 s后线烧蚀率仅为0.0063 mm·s-1;研制的C/C-SiC复合材料构件的水压爆破压强为6.5 MPa,表明构件具有良好的整体承载能力;C/C-SiC复合材料喷管内层高温综合性能通过了固体冲压发动机点火实验考核。     

整体式火箭冲压发动机飞行试验用无喷管助推器研制

整体式火箭冲压发动机飞行试验用无喷管助推器研制作为南非正在研究的冲压推进技术计划的一部分，对无喷管火箭发动机的设计、制造和试验技术进行了研究。直径为１２７ｍｍ的无喷管发动机主要用于推进剂鉴别和性能预估能力的论证。用这些发动机发射试验的结果表明，具有高...     

气动可调喷管的研究

气功可调喷管是一种先进的排气喷管.本文具体介绍一种带辅助进气门的气动可调喷管的工作特点、性能和设计.试验研究结果表明:该喷管结构设计合理,其性能远高于固定式收缩——扩张型喷管的性能,且工作范围宽广.     

几何尺寸约束的超燃冲压发动机推力喷管设计

针对机体/推进系统一体化要求,提出了一种几何尺寸约束的超燃冲压发动机推力喷管设计方法,以实现在满足几何约束条件下优化喷管的气动性能。采用数值模拟对提出的设计方法展开了研究,在此过程中,首先校核了数值方法有效性并确定了网格分辨率。进一步就喷管设计过程中2个关键设计因子——比例因子和非对称因子开展了影响研究。最后为验证本文提出的设计方法的有效性和优越性,将其与典型截短设计方法进行对比分析。结果表明,相比截短方法,本文提出的设计方法不仅能够获得满足几何约束的喷管,同时可使喷管推力系数、升力和俯仰力矩分别提升33.36%、265.75%和37.21%。此外,本文提出的设计方法还可以通过调整设计因子来获得不同气动性能的喷管,进而满足应用过程中的实际需求。     

可变截面涡轮增压器控制系统的研究

提出以步进电机为执行器、预测函数与增压压力闭环反馈相结合的VNT控制系统，对喷嘴环截面积进行实时有效的控制，综合提高发动机的稳态和瞬态性能。在自行构建的软硬件系统上进行了试验，结果表明该系统简单易行，成本低廉，实用性强。     

某型涡扇发动机喷口控制系统数控改造方案设计

某型涡扇发动机采用的机械液压控制系统的喷口控制系统质量大、结构复杂、控制性能有限,在加力时产生一系列故障问题。在对原机械液压式喷口控制系统进行分析的基础上,提出对应的数控改造方案,建立仿真模型,并对此喷口数字电子控制系统进行仿真测试。结果表明:数控系统在发动机加力比变动的情况下,可以实现对喷口面积的有效控制,比原机械液压系统具有更好的控制品质,且对于不同的飞行条件也具有一定的适应性。     

发动机喷管加载系统设计与仿真技术研究

发动机喷管加载系统可根据载荷谱实现喷管内流及外流载荷的叠加模拟。文中开展了发动机喷管加载系统设计与仿真技术研究,设计了一种喷管加载系统,并进行了仿真验证,结果表明：喷管加载系统载荷控制性能良好,能够较好的实现加载功能。通过喷管加载系统可以给A9作动器施加运动过程中的载荷,对于喷管作动器的研究具有重要的意义。     

无人驾驶直升机发动机模糊自适应PID控制

针对某型无人驾驶直升机发动机控制的特点,提出恒量供油、恒速控制和总距前馈补偿控制的复合控制策略,在飞行控制计算机内建立发动机模糊自适应PID控制器,利用模糊规则和推理来在线调整PID参数,使发动机安全平滑启动,并在各种功率状态下保持输出轴转速恒定。经含实物仿真试验、地面试车、系留试验以及无人机整机试飞测试,所设计的发动机控制方案动态响应速度快,对总距变化等干扰的抑制作用强,能保证主旋翼在各种飞行状态下获得最佳的气动效率,改进无人直升机的飞行性能。      

涡扇发动机加力接通过程喷管延时调节影响研究

探索涡扇发动机加力过程中喷管喉部面积与加力供油量的匹配机理,寻找改善发动机加力特性的技术途径对发动机加力系统设计工作具有重要的意义。结合某型涡扇发动机加力供油时序、燃油填充时序和尾喷管面积调节规律,建立考虑加力燃烧室和外涵道动态容积效应的发动机加力接通与切断过程数学模型,进行涡扇发动机加力过程的特性计算,研究喷管喉部面积调节延迟对加力过渡过程的影响。结果表明：在加力接通过程中,喷管延迟调节对风扇稳定裕度和转速的影响不大于 4%,对主机稳定裕度和转速的影响不大于 1%;当喷管面积调节延迟或出现卡滞故障时,为了保证主机稳定工作,可适当减少加力供油量以改善喷管流通能力,提高安全稳定裕度;特殊情况下,则应继续增加主燃烧室供油量,以保证加力推力。     

推力矢量喷管控制系统的数字仿真研究

结合某型发动机推力矢量喷管研制的实际工作,确定了轴对称推力矢量喷管的控制方案,建立了轴对称推力矢量喷管控制系统的数学模型,对此作了数字仿真研究。仿真结果表明:某型发动机推力矢量喷管控制方案是可行的,可满足发动机的性能要求。     

航空发动机矢量喷管控制系统试验研究

为验证航空发动机轴对称矢量喷管控制系统的阶段性研究成果,开展了配装轴对称矢量喷管的航空发动机地面整机试车验证研究工作。试验选取了几个具有代表性的航空发动机典型工作状态点进行,首次进行了在阶跃输入条件下的航空发动机整机动态性能测试,获取了航空发动机矢量喷管控制系统静态性能和动态性能的基本数据,验证了航空发动机轴对称矢量喷管控制系统的有效性,总结了该系统的油源压力和流量对控制系统性能的综合影响,具有一定的工程应用价值。     

带矢量喷管的涡扇发动机动态过程研究

建立带矢量喷管的涡扇发动机动态数学模型。研究了矢量喷管偏转角和偏转角速度对涡扇发动机工作的影响。研究结果表明 ,不同的矢量喷管偏转角速度对发动机涡轮前燃气温度会产生不同温度峰值 ,而且温度峰值随矢量偏转角速度增大而增大。而在一定的不同矢量角作用下 ,发动机的阶跃响应过程调节参数无明显变化      

流量可调燃气发生器压力闭环模糊控制算法

为了改进流量可调燃气发生器的调节精度,引入燃气发生器压力闭环控制,针对流量可调燃气发生器压力闭环控制特点,在压力闭环中引入了模糊积分控制,此控制算法响应速度快,超调量较小,不同工况及长时间工作下系统仍然有较好的动态特性.     

一种新型缠绕机张力控制方法

讨论采用遗传算法进行PID参数优化的方法,并将其应用于数控布带缠绕机的张力控制系统中.