固液混合火箭发动机喷焰红外辐射特性分析

为了研究固液混合火箭发动机喷焰在不同飞行状态的红外辐射特性,建立了固液两相状态下喷焰的红外辐射计算模型,获得了喷焰在2~12μm波段的红外辐射.将喷焰的温度、压力、摩尔组分等作为输入条件,米氏散射(Mie)模型计算颗粒相的散射,采用有限体积法(FVM)离散辐射传递方程,利用中分辨率大气辐射传输(MODTRAN)模型计算不同观测距离的大气透过率,编程计算得到不同飞行高度,不同观测方向下喷焰的红外辐射.结果表明喷焰红外辐射亮度与温度分布类似,在2.7~3.0μm和4.2~4.5μm波段范围内的辐射较强,高温粒子在近红外比远红外对总辐射的贡献大,太空与地面观测不同飞行高度的发动机喷焰辐射率因大气衰减的不同而有所差异,可为目标跟踪与发动机设计提供参考.      

基于磁流变技术的起落架缓冲器设计研究

现有的起落架虽然可根据行程和压力的变化来调整阻尼力的变化，但是调整系数有限并且不能根据不同着陆速度改变控制策略；磁流变技术起落架缓冲器则克服了上述缺点，可调系数显著增大，可以根据不同着陆速度改变控制策略。本文设计了一种磁流变缓冲器，并对其落震性能与控制策略进行分析，控制目标为降低载荷峰值，增大缓冲器效率。首先运用位移控制的方法控制电流，在着陆过程中使得缓冲力平缓增大到峰值，以实现控制目标；其次采用模糊控制策略控制起落架着陆，基于着速度大则控制电流大，加速度大则控制电流小的控制思想，设计了模糊控制器；仿真结果表明模糊控制方法提高了缓冲效率，较好地实现了控制目标。     

具有局部非线性刚度的复杂转子系统动力学模型及振动特性分析

为了更加精确地预测航空发动机高速柔性转子系统振动响应,为整机振动抑制提供技术支撑,以实际航空发动机转子系统为对象,对其主体结构特征及其连接结构所引起的弯曲刚度非线性特征进行了论述,在此之上建立了其动力学模型。针对这种具有局部非线性刚度的复杂转子系统动力学模型,结合FFT和Broyden迭代方法发展了一种数值谐波平衡法,通过频域方程中的自由度缩减,降低了方程规模,大幅度提高了求解效率。将该方法应用于试验转子的动力特性求解,结果表明:本文方法相比经典数值积分方法可以节省10倍以上时间。采用此方法对涡扇发动机低压转子系统在局部非线性刚度下的动力响应规律进行了分析,论证了论文方法的工程适用性。     

固液混合火箭发动机燃烧的边界层计算

针对固液混合火箭发动机典型的边界层燃烧理论，用边界层的方法对固液混合火箭发动机燃烧进行了计算，计算采用二维轴对称的层流边界层方程，化学模型采用有限速率模型。计算考虑了不同氧化剂流率，不同吹入参数的多种情况，得到了固体混合发动机边界层的温度场分布，并利用计算结果，拟合了固体燃料的燃速公式，与相关文献的比较说明计算正确，结果符合燃烧机理和流动规律，为进一步研究固液混合火箭发动机的燃烧问题打下了基础。     

固液混合发动机多次点火启动试验

介绍了固液混合发动机(以下简称混合发动机)多次点火启动和关机的技术方案和试验研究情况,测量了混合发动机的性能数据,对影响混合发动机工作性能的各种因素进行了初步分析。试验结果表明:混合发动机可以实现多次点火启动及关机,且启动及关机的次数、时间间隔等可随意调节。     

静电负刚度谐振式加速度计的非线性振动特性研究

为了进一步探究微机电系统(MEMS)传感器领域中静电力对非线性振动的影响,以静电负刚度谐振式加速度计(ENSRA)为研究对象进行动力学建模和实验分析.基于哈密顿原理建立了ENSRA机电耦合的非线性振动动力学模型,分析了其高阶非线性刚度的来源,并结合实验现象探究了MEMS传感器中静电力对器件非线性振动的影响,得到了驱动力与静电力对高阶非线性刚度的一般关系.经过开环扫频实验表明,当驱动力从100mV降低到60mV时,非线性振动优化了49％,当调谐电压从10V降低到6V时,非线性振动优化了44％,输出非线性降低了将近4个数量级,器件整体性能大幅提升,有效改善了二阶非线性刚度项导致的谐振器刚度软化和谐振峰的左偏现象.     

直升机结构响应的多输入多输出混合控制

对一种综合了自适应前馈与反馈控制的混合控制策略进行了拓展和研究，并将它应用于双频谐振激励下直升机舱座位处多目标点振动的控制仿真。在混合控制策略的实现中，提出了多输入多输出系统的以提高模态阻尼为目标的反馈控制器(AOEF)的型式和设计方法，以及针对闭环控制通道的FXLMS算法。在直升机有限元模型上用2个作动器控制4排座椅处的振动，仿真表明混合控制策略为直升机多通道的振动控制带来了性能上的显提高。     

含铝HTPB固液混合推进燃料燃烧性能研究

为了研究铝粒子对HTPB固液混合推进燃料退移速率的影响,采用透明燃烧室实验系统,开展了含不同粒径(平均粒径分别为100nm,500nm和50μm)、不同质量分数(5wt%,10wt%和15wt%)的铝粒子HTPB燃料退移速率测试和分析,获取了燃烧室压力为1MPa下的含铝HTPB燃料的瞬时退移速率随氧气质量密流变化的曲线。研究结果表明,随着氧气质量密流的增加,含铝HTPB燃料的退移速率增加;当氧气质量密流为250~375 kg/(m2·s)和铝粒子含量为5wt%时,平均粒径为500nm比平均粒径为100nm和50μm的含铝HTPB燃料退移速率高;当铝粒子平均粒径为500nm时,含铝HTPB燃料的退移速率随着铝粒子含量的增加而增加。     

形状记忆合金变刚度结构振动控制仿真研究

为了实现Ti50Ni41Cu9形状记忆合金(SMA)用于复杂结构振动控制的动力学分析,掌握变刚度振动控制的机理和控制规律,基于Kelvin-Voigt粘弹性本构关系,建立了适用于动力学分析的SMA本构模型,并通过ABAQUS编写材料本构程序,形成有效的SMA结构动力学有限元仿真方法,实现了多参数影响下SMA结构的非线性稳态和瞬态动力学仿真计算。计算结果表明:SMA的宏观本构模型能够较好地反映材料动力学性能的变化特征,编制的UMAT子程序与试验数据吻合较好;变刚度控制可以有效降低定频激励引起的稳态响应,对于悬臂板结构响应降幅在40%以上;控制速率与响应的最终变化程度无关,但会引起系统非线性特征,从而影响控制过程需要的时间;采用对向变刚度控制可以降低跨越主频的瞬态振动响应,变温速率越快,系统的峰值响应越小,快速变温时会产生自发频带现象,其对主频能量有显著分散作用,可以一定程度上抑制最大响应峰值。     

固液混合火箭发动机仿真与优化设计

建立了固液混合火箭发动机的仿真模型和相应的单目标和多目标优化模型,编制了系统仿真程序;采用差分进化算法针对不同的优化目标对发动机的参数进行优化;针对挤压式系统建立了质量模型,在优化过程中考虑了主要部件结构质量对发动机性能的影响;针对固液发动机常用的侧面燃烧药柱编制了内弹道计算程序。以药柱几何参数、氧化剂流量、燃烧室平均工作压强和喷管扩张比等参数为设计变量,对发动机平均比冲、总质量、关机时飞行速度和密度比冲等性能参数进行优化,在Pareto分析的基础上选择了氧化剂流量、燃烧室平均工作压强和喷管扩张比对发动机性能的影响作了深入研究;最后对某型固液发动机进行了优化分析。     

固液混合火箭发动机喷管流动计算

利用二维轴对称 N-S方程和组分方程对选用液氧 /端羟基聚丁二烯推进剂的固液混合火箭发动机喷管流动进行了计算。计算采用 LU时间隐式格式、MUSCL空间离散和 Van Leer矢通量分裂方法 ,8组分 1 0反应的化学反应模型 ,对化学源相进行了点隐式处理。喷管入口条件通过燃速计算和热力计算得到 ,计算了多个氧化剂流率和装药长度情况下的喷管流场 ,分析了真空比冲和推力与氧化剂流率的关系 ,为固液混合火箭发动机喷管设计提供了依据      

含石蜡燃料在固液混合发动机中的燃烧效率研究

为了提高含石蜡燃料在固液混合发动机中的燃烧效率,从推进剂的燃烧热值定义出发推导了燃烧效率表达式,并通过地面试车实验和热力学计算研究了催化剂、氧化剂喷注方式、后燃室容积对燃烧效率的影响。结果表明:推进剂的燃烧效率变化趋势可由特征速度效率表示,但更为精确的燃烧效率表达式应为特征速度效率的平方;燃料中添加卡托辛、亚铬酸铜和硬脂酸钴可使燃烧效率分别提高32.8%,43.3%和52.0%;相比涡轮转子和螺旋喷注器,离心式喷注器的旋流效果更好,可促进燃料与氧化剂掺混,从而更有利于提高含石蜡燃料的退移速率和燃烧效率;增加后燃室长度可提高燃烧效率,但较长的后燃室散热损失和流动损失较高从而导致比冲较低,当后燃室长度为80mm时,燃烧效率可达89.3%,因此得出了三种有效提高含石蜡燃料燃烧效率的方法。     

固液混合推进石蜡燃料的性质及燃烧性能研究

石蜡燃料具有高退移速率和低成本的特性,是理想的固液混合推进剂燃料。为了研究不同石蜡燃料的性质对燃烧性能的影响规律,针对54#,58#,62#和66#4种粗晶石蜡和58#,60#,70#和90#4种微晶石蜡开展了粘度分析和TG-DSC热分析,并利用高速摄影法测试了8种石蜡在氧气流中的燃烧性能。研究结果表明:8种石蜡燃料的退移速率与氧气质量密流之间均满足幂函数关系,幂函数系数分别为0.0521±0.0012,0.0479±0.0008,0.0444±0.0010,0.0394±0.0007,0.0459±0.0009,0.0411±0.0008,0.0385±0.0011和0.0247±0.0007。石蜡的燃烧特性受粘度和熔点的影响很大,熔点越高,其退移速率越低;石蜡熔化液体的粘度越低,其退移速率越高。8种石蜡燃料的平均退移速率分别比HTPB燃料的退移速率高196%,171%,159%,141%,156%,146%,125%和48%。     

固液混合火箭发动机技术综述与展望

介绍了固液混合火箭发动机的特点、发展历史和现状,结合我国航天发展情况,分析了固液混合火箭发动机在航天领域中的应用前景,指出了固液混合火箭发动机适合应用于探空火箭、小型运载火箭、靶标与导弹、亚轨道飞行器及载人飞船、助推器及上面级与姿轨控系统中,应用前景广泛。总结和介绍了北航固液探空火箭的设计方法和研制情况,分析了影响固液混合火箭发动机性能提高和应用的主要关键技术。     

俯冲拉起飞行条件下航空发动机整机动力学特性分析

以某航空发动机带机匣双转子试验器为参考,分别采用截锥壳元素法和Timoshenko梁理论对其机匣和双转子系统进行了有限元建模,得到了试验器的整机转子动力学有限元模型。研究了俯冲拉起飞行条件下机匣支承刚度、安装节支承刚度与机动载荷对双转子航空发动机整机动力学特性的影响。研究结果表明:机匣支承刚度与机动载荷对发动机产生转静子径向碰摩的影响较大,而安装节支承刚度对发动机产生转静子径向碰摩的影响相对较小;机匣测点振动随机匣支承刚度的减小而减小,随安装节支承刚度的减小而增大;机匣测点振动对俯冲拉起机动载荷变化不敏感。     

燃气轮机周向拉杆转子连接刚度对转子振动特性影响的研究

为研究燃气轮机周向分布式拉杆转子轮盘间存在的连接刚度对轴系转子振动特性产生的影响,提出一种基于六自由度的弹簧单元等效方法.首先,将轮盘接触刚度与拉杆弯曲刚度同时等效进连接界面,便于使用一维梁单元求解其临界转速与振动响应变化,验证其与全三维有限元法吻合度在3％以内.然后,改写了非线性动力学方程,采用谐波平衡法对其进行求解...     

具有半主动压电阻尼的叶盘结构动力学特性研究

针对航空发动机整体叶盘结构的失谐响应放大问题,在叶盘结构中引入半主动压电阻尼技术,并利用基于非线性模态分析的非线性系统频域响应快速算法-非线性部件模态综合(NCMS)法对具有基于负电容的同步开关阻尼(SSDNC)的叶盘结构动力学特性进行理论探究。分析结果表明NCMS法相比于Newmark法具有很高的计算效率,并能保证较高计算精度;SSDNC能够同时对叶盘结构的多阶振动模态都产生较好的抑制效果,并对多谐波激励下叶盘结构的所有振动峰值都产生较好的抑制效果(对于本文所用模型,振动峰值下降可达到73%);统计分析表明,SSDNC的振动抑制效果对叶盘结构机械失谐以及电路参数失谐均不敏感。     

固液混合发动机燃面退移规律辩识方法

为了以尽可能少的试验对固液混合发动机的燃面退移规律进行辨识，采用在一发试验中适当调节工作参数的方式，并结合瞬时燃面退移速率求解方法，总结出了一套固液混合发动机燃面退移规律辨识方法进行了试验验证，结果表明：采用二维药型的固液混合发动机，通过一发试验即可较准确地掌握其燃面退移规律，还可应用于其它同种类型的固液混合发动机内弹道性能预测。     

滚动轴承非线性轴承力及其对轴承系统振动特性的影响

滚动轴承在旋转机械中应用及其广泛,其振动特性对旋转机械的正常运行有很大影响。本文基于赫兹弹性接触理论和滚动轴承运动学,推导了滚动轴承在工作状态下产生的非线性轴承力,并在此基础上对滚动轴承系统的振动特性进行了分析。研究结果表明:滚动轴承的非线性轴承力会诱发变刚度振动。系统响应中存在多种周期(谐波、次谐波和超谐波)和非周期(拟周期和混沌)响应。通过频谱图、Po incaré图和分叉图,分析了滚动轴承系统在不同参数下的周期分叉特性。当非线性轴承力和不平衡力共同作用时,滚动轴承系统会产生组合振动,随着不平衡力的增大变刚度振动所对应频率的幅值逐渐降低。      

齿轮减速器系统可变固有特性动力学研究

考虑到齿轮传动啮合刚度的波动和传动误差的影响以及轴承支撑刚度的作用,对二级齿轮减速器传动系统进行了理论建模和动态响应分析,并与实验结果进行了比较。结果表明,齿轮传动在单齿啮合区和双齿啮合区之间啮合刚度变化较大;减速器系统的动态特性 (固有频率、固有振型、阻尼等 )随啮合周期而发生变化,呈现出一种可变的动态固有特性。故对于系统进行研究时,可分别按单齿区和双齿区平均啮合刚度进行分析,一般可以满足实际工程要求。