中心锥体结构脉冲爆震火箭发动机初步实验

为了改善采用液态燃料的脉冲爆震火箭发动机内部燃料的雾化以及燃料混合物的掺混状况,采用了一种中心锥体结构.该结构发动机不采用Shchelkin螺旋增爆装置,而采用中心锥体结构、二级供应方式.采用航空煤油为燃料、压缩氧气为氧化剂、压缩氮气为隔离气体,在该结构脉冲爆震火箭发动机上获得了充分发展的爆震波并且能够在多循环条件下稳定工作.实验结果表明,该结构可以大大缩短DDT(deflagration to detonation transition)距离,在实验条件下爆燃向爆震转变距离约为管径的5倍.较之同一管径采用Shchelkin螺旋增爆装置的脉冲爆震火箭发动机,该结构发动机的爆燃向爆震转变距离缩短了57.5%.      

障碍物对脉冲爆震火箭发动机性能影响的实验研究（爆震专刊）

为了探究障碍物对脉冲爆震火箭发动机在无阀自适应工作方式下性能的影响,采用汽油为燃料,富氧空气为氧化剂,开展了工作频率为20 Hz的无阀式多循环实验研究。实验中使用Shchelkin螺旋、螺旋凹槽、环形凹槽和孔板等作为障碍物,并分析了其对起爆和推进性能的影响。研究结果表明,Shchelkin螺旋、螺旋凹槽和环形凹槽在阻塞比0.36 ~ 0.56都可实现PDRE的稳定工作,孔板在阻塞比0.56时无法实现爆震的起始;Shchelkin螺旋的DDT距离和DDT时间最短;实验测得的平均推力较理论值有13.3% ~ 39.3%的亏损,阻塞比0.36的Shchelkin螺旋推力损失最小;虽然螺旋凹槽与环形凹槽的流阻损失小,但没有明显的增推效果。     

障碍物对脉冲爆震火箭发动机性能影响的实验研究

为了探究障碍物对脉冲爆震火箭发动机在无阀自适应工作方式下性能的影响,采用汽油为燃料,富氧空气为氧化剂,开展了工作频率为20Hz的无阀式多循环实验研究。实验中使用Shchelkin螺旋、螺旋凹槽、环形凹槽和孔板作为障碍物,并分析了其对起爆和推进性能的影响。研究结果表明,Shchelkin螺旋、螺旋凹槽和环形凹槽在阻塞比BR=0.36,0.46和0.56时都可实现PDRE的稳定工作,孔板在BR=0.56时无法实现爆震的起始;Shchelkin螺旋的DDT距离和DDT时间最短;实验测得的平均推力较理想流动模型理论值有13.3%~39.3%的亏损,BR=0.36的Shchelkin螺旋推力损失最小;螺旋凹槽与环形凹槽的DDT距离和DDT时间较长,没有明显的推力增益。     

脉冲爆震发动机的蒸发助爆器试验

为使φ180 mm的燃用汽油的气动阀式脉冲爆震发动机成功起爆,设计了几种型式的蒸发助爆器以提高燃油的蒸发率,通过蒸发助爆器内产生爆震波来触发大管内的爆震波。进行了不同蒸发助爆器管内径(φ13mm,φ16 mm,φ29 mm)的试验比较,φ29 mm的蒸发助爆器内装螺旋型钝体与不装螺旋型钝体的试验比较,以及φ29 mm和φ37 mm都装螺旋型钝体的蒸发助爆器试验比较,分析了不同管径及不同结构蒸发助爆器对爆震波产生的影响及机理,及对爆震波压力、推力的影响。结果表明,采用多管形蒸发助爆器可以使PDE成功起爆。在同样堵塞比下,在蒸发助爆器的小管内加螺旋型钝体并增加螺旋形钝体钢丝直径,减小小管壁厚,对降低推力损失有利。      

电磁阀式两相脉冲爆震火箭发动机试验

为了提高脉冲爆震火箭发动机的工作频率,设计了一台内径30mm,长度1000mm的电磁阀式脉冲爆震火箭发动机模型.脉冲爆震火箭发动机模型采用航空煤油为燃料,压缩氧气为氧化剂,压缩氮气为隔离气体,通过选用高速大流量电磁阀,加热燃料,安装Shchelkin螺旋等方法,使得该模型能够在20～30Hz频率下多循环稳定工作.工作频率为30Hz时,爆震波峰值压力达到2.2MPa.脉冲爆震火箭发动机的时均推力随着工作频率的提高接近线性增大.      

旋转爆震发动机液态燃料预爆器设计及爆震燃烧特性研究

为了解决液态燃料旋转爆震发动机点火起爆困难和结构紧凑等问题,进行了以液态航空煤油为燃料的预爆器设计,包括离心/预膜复合燃油雾化喷嘴、点火/传焰凹腔、三枝管预爆室等结构。以液态航空煤油/氧气为工作介质,进行了离心/预膜复合燃油雾化喷嘴雾化特性和预爆器爆震燃烧特性试验研究,获得了离心/预膜复合燃油雾化喷嘴雾化粒径变化规律,以及预爆器内爆震波压力、传播速度等变化规律。研究表明:离心/预膜复合燃油雾化喷嘴的雾化效果随气流流量和油压增加而改善,预爆器接近出口位置(PCB5处)爆震波峰值压力可超过3.80MPa,爆震波传播速度可达1800m/s;随着当量比增加,预爆器内过驱爆震位置提前,有利于缩短预爆器的长度。     

吸气式脉冲爆震发动机原理性试验研究

设计了内径分别为60、70mm的两组吸气式两相脉冲爆震发动机,在略高于常压状态下成功进行了以汽油为燃料、以空气为氧化剂的吸气式两相脉冲爆震发动机原理性试验。进气道内采用无阀的进气结构,试验中在爆震管内部安装Shchelkin螺旋来促进爆震波的生成,所测量的爆震波接近充分发展的C—J爆震波。内径60、70mm的发动机最高工作频率分别为15、20Hz。进气道内压强变化幅度在0．1MPa左右,说明所设计的进气道与爆震管匹配良好,这将为脉冲爆震发动机用于工程实际提供技术储备。     

脉冲爆震发动机旋流式气动阀的设计与实验

为了研究大管径吸气式脉冲爆震发动机(PDE)的爆震性能,设计了不同结构的旋流式气动阀,由弯曲叶片构成气动阀推力壁"封闭"平面.开展了气动阀阻力系数实验与工程计算方法研究,不同气动阀的阻力系数差别很大,实验结果与理论计算结果相符.爆震燃烧实验证明,阻力系数较大的气动阀能够产生爆震波,要求气动阀阻力系数大于10,堵塞比大于60%,才能实现PDE的协调工作.从而获得了气动阀设计一般原则与工程计算方法,对于气动阀的优化设计有重要的参考价值.      

螺旋式脉冲爆震发动机实验研究

目前以碳氢燃料与空气可爆混合物的直管爆震室存在较长的爆燃向爆震转变（Deflagration to Detonation Transition,简称＂DDT＂）距离,从而导致发动机整机长度过长等问题。为解决此问题,采用8种螺旋构型的爆震管替代现有国内外普遍研究的直管构型的爆震管进行了一系列实验。首先对不同螺旋结构的爆震管进行冷态流阻特性实验,得出了螺旋结构参数和流阻的关系;再结合冷态实验结果,选取4种螺旋结构进行了热态爆震实验。实验结果表明,所有螺旋结构均可获得充分发展的爆震波;螺旋爆震管缓燃向爆震转变时间随螺旋中轴线曲率半径增加而减小;相对于长2.0m的直管爆震管,螺旋爆震管DDT时间缩短了0.415～0.589ms,DDT距离沿螺旋线方向缩短了0.35m,爆震管轴向长度缩短了0.78～1.28m。     

通过壁温确定脉冲爆震火箭发动机中爆震波形成的位置

常用来作为促进爆震形成的Shchelkin螺旋由于流阻较大,对发动机的比冲会造成一定的损失,因此缩短缓燃向爆震转变(Deflagration to Detonation Transition,DDT)增强装置长度,对脉冲爆震火箭发动机性能的提高有着重要的意义。通过分析DDT增强段的壁温来判断爆震波的形成位置,并通过压力信号来验证。实验结果表明,DDT增强段的壁温沿轴向分布为先增加,然后保持不变,轴向温度会有一个明显的转折点;经过实验验证,壁温的转折点即为爆震波的形成位置。     

涡轮叶片尾缘冷却特性数值研究

为了研究不同叶片尾缘结构对气膜冷却效果的影响规律,设计了三种尾缘结构,采用数值模拟的方法分别对其冷却效果进行了研究。研究结果表明:(1)三种尾缘结构的冷却效率沿壁面的分布有很大差异,针对模型Ⅰ,在小吹风比时,冷却效率沿尾缘壁面逐渐减小;而在大吹风比时,冷却效率呈现逐渐升高的趋势;(2)模型Ⅱ和模型Ⅲ的冷却效率沿壁面均呈现逐渐降低的趋势,但二者降低的规律又不相同;(3)在相同壁面位置,模型Ⅲ的冷却效率最高,模型Ⅰ的冷却效率最低,因此可以认为,模型Ⅲ所示的尾缘结构更有利于叶片尾缘的冷却。     

脉冲爆震发动机中温度和组分浓度测量技术的发展

脉冲爆震发动机内部工作条件极其恶劣,测量爆震波温度和某组分浓度十分困难。本文回顾了近几年国内外在爆震温度场测量方面的技术发展,特别是应用激光诊断技术测量爆震波的温度和某些组分浓度。总结了国内外应用光学诊断技术测得的爆震波火焰温度,结果发现:对气体燃料/氧气而言,在化学恰当比下一般其爆震波温度大约为3900K,与CJ理论值非常接近;然而对液态燃料JP-10而言,当氧化剂为氧气时,爆震波温度为2500K;当氧化剂为空气时,爆震波温度仅仅约为1500K。     

外吹式襟翼动力增升数值模拟方法研究

针对某运输机简化模型,采用数值模拟分析的方法开展了外吹式襟翼动力增升效能分析研究。本文首先对单独的发动机模型和不带动力装置的增升模型进行数值模拟,计算结果均与实验值吻合良好,表明动力增升效能分析所采用的边界条件处理方法、网格生成策略以及流场计算方法的合理性及适用性。在此基础上对动力增升构型在带发动机喷流效应和通气短舱的两种情况进行数值模拟与对比分析。结果显示其增升效果显著、流场结果合理。表明本文所形成的计算方法与技术思路可靠的、有效的,方法对大型运输机外吹式襟翼动力增升系统的设计分析具有一定的应用价值。     

基于主动冷却的脉冲爆震火箭发动机燃油加温实验研究

在不影响脉冲爆震火箭发动机(PDRE)正常工作的前提下,利用燃油来吸收发动机实验模型工作过程中产生的大量废热,使其主动冷却,更重要的是通过对燃油加温来改善雾化、蒸发和掺混质量,以使PDRE工作得更好。本文设计了五种不同尺寸的爆震管同轴管状换热器,通过实验比较了这些换热器实验件的换热效率,并选取了最高效的换热器用于更进一步的PDRE性能实验。实验结果表明,加有换热器的实验件能快速蒸发燃油,从而改善了燃油雾化和掺混效果并且能延长发动机的工作时间。     

飞机结冰探测技术及防除冰系统工程应用

飞机结冰是飞行过程中所面临的严重安全隐患,不同气象条件下会产生各种不同的结冰类型。文章介绍了几种常见冰型、成冰机理及其对飞机结构和系统可能产生的危害程度,分析研究了目前国内外飞机结冰探测技术的现状和发展趋势,总结了各种防除冰措施在飞机上的应用和技术特点,并以波音777飞机防除冰系统设计为例,说明典型飞机结构防除冰系统设计的特点和功能。     

以啮合性能为判据的弧齿锥齿轮加工方式评价

以设计要求的齿面接触印痕和传动误差曲线为目标,探讨采用展成法加工弧齿锥齿轮小轮时变性与否的问题。为此,给出了小轮加工参数形成过程中变性法与不变性法的数学特征,基于局部综合法得到了与这两种加工方式相对应的加工参数及齿面模型,在此基础上经轮齿接触分析得到了啮合性能即齿面接触印痕和传动误差曲线,将其与设计要求相对比,以评价加工方式的合理性。对某航空弧齿锥齿轮的啮合过程进行了数值仿真,结果表明不变性法比变性法得到了更好的啮合性能。     

大型飞机结构试验项目的实施阶段风险管理研究

本文通过对中航工业多年从事大型飞机结构试验的专家进行问卷调查,将大型飞机结构试验项目的主要风险识别分为四类:经费、技术、进度和过程。在此基础上,考虑在大型飞机结构试验项目生命周期的不同发展阶段存在成本、时间、质量的相互约束关系,采用模糊层次分析法,得出了在该项目实施阶段各风险因素的综合风险损失及排序,并提出了风险管理措施建议。     

气动力配平及配平损失计算方法研究

本文介绍了飞机气动力配平计算、重心转移俯仰力矩计算与气动配平损失计算的工程算法,并在此基础上进行改进:在计算配平气动力之前对原始风洞实验数据加以处理,得到多个定迎角变平尾偏角的数据文件。以某运输机为算例,分别使用直接风洞实验数据和处理后的风洞数据进行配平气动力和气动配平损失计算,对比两者的计算结果可以看出,本文改进的方法计算结果准确,具有一定的可行性。同时,使用MATLAB软件作为计算工具,提高了计算效率。     

一种包含模糊与区间的统一混合可靠性模型

采用不同的数学工具描述设计变量不确定性时形成了现有的三种结构可靠性分析方法,分别为概率方法、非概率方法以及混合方法。单一的概率可靠性模型发展已经比较成熟,单一的非概率可靠性模型也有不少学者研究。然而尚没有建立包含概率、模糊、非概率的统一混合可靠性模型。本文先把模糊变量隶属函数转化为具有概率密度函数性质的函数,并结合区间可靠性度量获得统一混合可靠性模型。分析结果表明本文提出的混合可靠性模型计算方法可以有效的处理设计变量的不同客观事实。     

高平尾布局飞机深失速特性及失速改出伞数值计算与分析

ARJ21飞机是我国自行研制的具有典型T尾布局特点的先进支线飞机。失速和失速特性试飞是ARJ21飞机适航取证试飞最重要的试飞项目之一。高平尾(T尾)布局飞机可能存在深失速运动模态,给飞机的失速特性试飞带来安全风险。本文首先分析了高平尾(T尾)布局飞机的空气动力学特点,剖析了"深失速"现象的产生原因,并在此基础上以ARJ21飞机为算例,结合具体的风洞实验数据库,应用工程估算的方法对动导数进行了补充完善,其次建立了适合预测飞机失速和深失速运动方程的空气动力学模型,并对飞机的运动特性特别是深失速特性进行了仿真计算,计算结果与实际试飞结果取得了较好的一致性;最后选择深失速状态作为失速改出伞设计的临界状态,建立失速改出伞的数学模型,对失速改出伞改出深失速的动态过程进行了仿真计算,验证了失速改出伞改出深失速的设计参数,为失速改出伞的研制提供了参考依据。