负载自适应火工作动装置输出特性的影响分析

为定量分析航天器火工作动装置输出特性及其影响因素,以一种负载自适应火工作动装置为研究对象,建立了其工作过程的标准统一形式理论模型,通过数值计算得到了不同负载条件下火工作动装置的输出特性,并对其负载自适应特性进行了分析;然后在空载条件下,开展了火工作动装置的输入能量(火药力、药量)与结构参数(节流孔直径、动阻面积比)等设计变量的敏感度分析,结果表明,该火工作动装置具有优良的负载自适应特性,通过合理选择装药类型,并确定火药药量与结构参数,可获得满足驱动力、同步性等要求的输出特性。火工作动装置的建模与分析能够实现其动态行为的合理解释与准确预测,为火工作动装置的设计与故障机理分析提供理论依据。     

固体火箭冲压发动机燃气发生器动态特性影响分析

建立了燃气发生器/固体火箭冲压发动机/导弹的一体化动态数学模型,通过数值仿真研究得到了在典型飞行弹道下各主要工作参数的变化过程.结果表明,在导弹飞行的爬升和巡航段,燃气发生器实际输出燃料流量和发动机实际输出推力与指令值之间的相对偏差均较小,不超过7%;而在俯冲段,由于容腔效应影响严重,燃料流量相对偏差达到-30%,推力最大相对偏差达-50%.上述因素给导弹飞行速度带来的相对偏差小于5%,射程的相对偏差小于1%.因此,针对所述的爬升 巡航 俯冲弹道,在导弹工作过程仿真中,可忽略燃气发生器的动态特性,不会影响对导弹飞行性能的评估.      

大口径压力调节装置特性仿真分析方法研究

针对高空舱压力模拟系统拟使用的大口径双瓣液动调节装置在压力条件模拟过程中的调节能力、动态调节特性及内部流场分布特点进行了仿真评估.构建了该压力模拟系统的仿真模型,在Matlab/Simulink仿真环境下研究了大口径双瓣液动调节装置在发动机稳态与推力瞬变试验中的工作效果,并使用Solidworks对调节装置的内部流场分...     

高空台飞行环境模拟系统数字建模与仿真研究

为了分析新建高空台飞行环境模拟系统试验设备动态控制特性,研究各子系统关联耦合性,开展了系统建模和仿真研究。采用相似理论和部件级建模方法针对进排气关键调节阀、液压伺服系统和管道容腔等进行了数学建模研究,建立了相应设备特性模型,设计了双闭环进排气压力自动控制结构。在对实际控制系统功能性分解基础上,构建了飞行环境模拟系统数字仿真平台,并在数字仿真平台上进行了压力动态控制仿真。仿真结果表明各子系统压力动态建立过程与真实高空模拟试验过程趋势一致,能够反映真实系统的压力动态过程,证明了系统数学模型的合理性。利用仿真方法模拟了发动机流量变化对各控制子系统的影响,稳压腔压力最大偏差为4.5kPa,发动机进气压力最大偏差为3.4kPa,排气压力最大偏差为1.5kPa,验证了飞行环境模拟系统控制性能。     

充气式蓄能器参数选型方法研究

容积和预充气压力是充气式蓄能器的关键参数，对其动态性能（工作状态下，其压力与流量的输出性能）有较大影响。以某型飞机舵面应急型充气式蓄能器计算选型为例，基于Hypneu 仿真软件中的液压元件库，结合该型飞机液压系统的主要设计参数以及应急型蓄能器的工作原理，建立蓄能器作动仿真模型；在Hypneu中设置测试点记录仿真曲线，通过分析仿真曲线探究充气式蓄能器的关键参数对其动态性能的影响；结合理论计算与仿真分析，提出一套蓄能器参数选型方法，并通过试验验证该选型方法。结果表明：蓄能器的预充气压力越大，初始蓄能器输出的有效容积越小，减少预充气压力增加有效容积的同时会降低蓄能器的输出压力，试验结果与仿真结果接近，使用该方法选型的蓄能器可以满足作动要求。     

用于分级燃烧的高性能燃油分配器的改进设计与仿真

为了提高燃料使用效率、降低污染物排放,在已有分级燃烧燃油分配器基础上,针对航空发动机双环腔燃烧室改进设计了1种高性能燃油分配器。简述了分级燃烧燃油分配器的工作原理,建立了其AMESim模型。根据设计要求,通过仿真验证了燃油分配器的稳定性、分配比与输入信号的稳态关系,计算了燃油分配器输出与燃油分配计划表之间的误差,分析了燃油分配器的动态特性以及对外部参数变化的鲁棒性,并且针对该分配器的非线性特性提出了解决办法。仿真结果表明：与文献[4]所设计的燃油分配器相比,改进设计的燃油分配器鲁棒性更好,稳态和动态性能更优。     

脉冲爆震发动机供油自适应规律研究

利用在油路系统的不同位置处设置动态压力传感器来测量PDE工作过程中的油管中瞬时油压曲线的方法,研究PDE工作中的供油自适应规律.研究结果表明,在供油自适应控制中,开始和停止供油取决于PDE内的燃气反压和供油压力的共同作用,燃气反压大于供油压力,停止供油;燃气反压小于供油压力,开始供油.在保持PDE内当量比不变的情况下,一个循环内的供油时间长短只与供油压力有关,与油管长度和工作频率无关,但油管长度越长,损失越大,导致泵后压力越高.      

不同校准装置对引压管腔动态特性校准

为了探索引压管腔在动态压力校准中各校准方法的一致性与数据准确性,确立了以简单直管形式引压管腔开展动态特性校准的研究。采用理论和仿真的手段分析并建立了引压管腔模型,理论模型和仿真结果一致性极高。利用3种正弦压力校准装置对同一引压管腔进行了动态校准组合试验,结果表明:3种校准方法所得的动态特性与理论分析趋势一致,对于引压管腔基频的校准各试验之间偏差小于0.55%,但与基频理论值最大偏差为-3.17%。该研究将会为未来引压管腔结构设计和动态特性的补偿修正提供了一定参考依据。      

可变几何通道控制执行装置动态特性研究

可变几何通道控制执行装置的动态特性,直接影响到航空发动机的进气和排气性能。以一几何通道控制执行装置为研究对象,阐述了其基本结构和工作原理;建立了可变几何通道控制系统数学模型,并运用AMESim建立其仿真模型,重点分析了油嘴Ⅰ直径、油嘴Ⅱ直径、作动筒活塞杆直径、作动筒活塞直径、负载等参数,对可变几何通道控制执行装置动态特性的影响,为同类产品的设计、改进、改型和性能优化提供了理论依据。     

低温燃气弹射内弹道影响因素的数值研究

针对某低温燃气式弹射装置,建立简化二次燃烧物理模型,采用重整化群k-ε湍流模型模拟流场流动、以有限速率/涡耗散燃烧模型模拟气相燃烧、以域动分层法动网格更新技术模拟导弹运动,数值分析得到了发射筒内载荷与内弹道特性.结果表明:在满足内弹道设计要求的条件下,燃气发生器喷管入口总温包络区间为0.538~1.231,且随着总温的增加,二次反应时间和导弹出筒时间减小,导弹出筒速度增加;发射筒内氧气质量分数包络区间为0.07~0.30,且随着氧气质量分数的增加,二次反应发生时间和导弹出筒时间提前,导弹出筒速度增加.研究结果可为低温燃气式弹射内弹道分析和结构设计提供理论基础.      

不同环境因素对引压管腔动态特性影响

为了探索引压管腔在动态压力校准和使用中不同环境因素对动态特性的影响,推导了管腔传压模型和谐振频率关系式,确立了影响管腔动态特性的参数,包括静态压力、温度、气体介质等。采用引压管腔专用实验装置进行了不同环境参数状态的实验验证,结果表明:静态压力仅会影响管腔在谐振频率附近的输出,随着静态压力的增大而非线性增大,对动态特性并无明显改变;温度会改变管腔的谐振频率和动态特性,随着温度的升高,谐振频率增大但输出幅值随之减小;气体介质的不同会彻底改变管腔动态特性,主要取决于介质的声速。该研究为引压管腔在使用环境下数据的评价和数据修正上提供了一定参考依据。     

模型参考自适应在飞机刹车伺服系统中的应用

以某型飞机刹车伺服系统为研究对象,以动态特性优良的二阶系统为参考模型,利用免疫PID控制器调节参考模型,根据Lyapunov稳定性理论推导出相应的自适应律,并在MATLAB/SIMULINK环境下进行系统仿真。结果表明,基于模型参考自适应控制系统的输出能够很好地跟踪参考模型的输出,系统能够快速响应,显著提高了系统的动态性能,而且具有一定的抗干扰性,适用于飞机刹车这种复杂的非线性系统。     

多凹腔燃烧室煤油非定常超声速燃烧流动过程研究

为探究多凹腔燃烧室的燃烧流动过程,采用非定常方法对液态煤油超声速燃烧特性进行了数值研究。计算结果发现,随着燃烧释热的进行,一道拟正激波被推到靠近隔离段入口处,最大压比达到3.77,燃烧达到稳态需要22ms;上游凹腔处煤油液滴运动轨迹表现出很强的非定常性,其运动方向与当地流动时刻的压力条件相匹配,上凹腔附近的液滴穿透深度明显大于下凹腔的,液滴个数也大于后者;出口总压恢复系数为47.09%,与实验值47.50%很接近,出口燃烧效率达到72.91%,体现了多凹腔燃烧室在保证燃烧性能较好时总压损失较低的优点;扩张型面上的凹腔质量交换律大于平直型面上的,表明型面扩张有利于增强凹腔内燃料与主流空气的质量交换;计算预测的燃烧室侧壁、上壁、下壁压力均与实验值吻合得较好。     

基于Simulink的航空发动机P2压力测量装置的设计计算

在分析某型航空发动机P2压力测量装置原理的基础上,基于动态力学平衡方程、动态流量平衡方程,建立了P2压力测量装置的非线性模型;通过稳态点线性化方法,建立了动态线性模型;根据稳态平衡关系,提出了1种对B压力测量装置中关键元件参数进行设计的计算方法;在Simulink平台上建立了B压力测量装置的仿真模型,对所建模型和设计参数进行了性能仿真验证。     

导流锥结构参数对燃气弹射筒内压力冲击平滑效果影响研究

针对导流锥结构参数对内弹道流场耦合影响问题,基于动态分层动网格技术,构建了含导弹运动和二次燃烧的内弹道数值模型,并验证了模型可靠性。解耦分析了导流锥半径、高度及冲击高度对内弹道流场特性和载荷的影响。结果表明：导流锥的结构直接决定燃气飞溅现象的产生和流场结构的紊乱程度,导流锥的半径、高度和冲击高度的改变会对燃气反射点的位置、二次燃烧的区域以及剧烈程度产生影响;结构优化后的导流锥,较大程度地缓解了冲击现象,获得了较好的平滑效果,筒底压力较实验装置降低了24.5%。     

凹腔稳定的超声速火焰结构的实验研究

凹腔是高湍流度超声速燃烧的火焰稳定装置。为研究其尺寸结构及喷注位置对不同燃料燃烧性能的影响,设计了不同凹腔、不同位置横向喷注的氢及乙烯的超燃实验,拍摄了凹腔内OH.基与CH.基自发辐射火焰图像。并利用非线性分形的研究方法,分析了火焰分形维数与燃烧程度及火焰稳定性的关系。用大涡模拟方法对二维凹腔氢超燃流场进行了数值仿真,分析了凹腔流场结构,并对凹腔后缘压力时间序列进行了相空间重构,计算了其分形维数。实验及仿真结果均表明:燃烧的分形维数高时,燃料与空气接触充分,燃烧剧烈,易于火焰稳定。     

固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中火焰稳定性数值研究

对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中PMMA的燃烧过程进行了基于动网格技术的非稳态数值仿真研究。基于超声速流中的耦合传热及质量注入建立了固体燃料燃烧的数值模型,研究了燃烧室构型和进气总温对固体燃料燃烧特性的影响。结果表明:和实验数据对比证实了本文数值模型的正确性。固体燃料超燃冲压发动机能够实现自点火建压和维持燃烧。在燃烧过程中,装药壁面燃速分布不均匀,凹腔逐渐变得扁平。随着主流流速增加和通道的扩大,凹腔的火焰稳定能力降低,直至熄火。初始凹腔较深、进气总温较高时有利于稳定火焰。当进气总温提升400K时,工作时间和燃料消耗量提高1.8倍。     

涡轮径向轮缘密封非定常燃气入侵和封严效率的数值研究

为防止燃气入侵涡轮盘腔,提高运行安全性,对盘腔和轮缘密封间隙内非定常流动机理进行了深入研究。采用数值求解三维URANS（Unsteady Reynolds Averaged Navier-Stokes）和SST湍流模型的方法,研究了涡轮径向轮缘密封的非定常燃气入侵和封严效率。数值计算的径向轮缘密封的封严效率和环量比与实验数据吻合一致,验证了数值方法的可靠性。分析了6种冷气流量下径向轮缘密封的非定常压力分布、封严效率和燃气入侵与冷气出流特性。研究表明：冷气流量的增加阻止了径向轮缘密封处的燃气入侵和强化了冷气出流,径向轮缘密封盘腔内的封严效率随着冷气流量的增加而增加;动盘附近的封严效率高于静盘;入侵燃气基本被限制在径向轮缘密封的间隙区域。径向轮缘密封间隙出口处的主流周向时均压力随着冷气流量的增加而增加,周向时均压力最大值与最小值的差值随着冷气流量的增加而减小。当动叶前缘与静叶尾缘距离较近且不断靠近的过程,主流周向压力最大值与最小值的差值增大,动静叶相分离的过程周向压力最大值和最小值的差值减小。在静叶和动叶间非定常干涉作用下,轮缘密封间隙出口区域主流周向压力最大值与最小值差值较大时刻的主流低压区域具有优良的封严效率,同时高压区域的燃气入侵导致封严效率降低。     

1.5级涡轮实验台前腔燃气入侵实验

在1.5级涡轮实验台上,针对不同转速和不同封严质量流量,分别采用稳态压力测量、瞬态压力测量和二氧化碳体积分数法对燃气入侵现象进行了实验研究,以确定不同工况下主流的动静叶相互作用对燃气入侵的影响以及入侵到盘腔的燃气在腔内与冷气的掺混过程.结果表明:静叶后的时均压力在周向有明显的周期分布,部分区域封严环外的压力高于腔内压力,且随着封严质量流量增加,这一区域逐渐缩小;动叶扫掠带来同频率的压力波动,对于燃气入侵的发生有着重要的影响;通过二氧化碳体积分数实验获得了最小封严质量流量,并得到在封严质量流量不足情况下燃气沿着静盘侧入侵盘腔的结果.      

超声速气流中乙烯点火试验与影响因素

对超声速气流中的非预混乙烯燃料扩散点火过程进行了试验研究,采用高速摄影、纹影技术获得了点火过程的火焰成功传播与失效图像和激波动态演化过程。基于点火前喷注混合流场的NPLS（纳米粒子散射）、PIV（粒子图像测速）试验数据和大涡模拟结果对影响点火结果的关键因素进行了研究,分析了点火过程的燃料分布、回流区尺寸、激波串作用、气动壅塞效应等关键流动特征对火焰传播过程和点火失效模式之间的影响关系。研究结果表明,点火过程的激波串前移过程会对燃料的分布造成影响,并进而影响凹腔内的燃料质量分数分布;凹腔角回流区是初始火焰形成的关键区域,点火能量在该区域累积建立凹腔角回流区火焰后,分别扩展形成凹腔驻留火焰,并向下游输运、掺混燃烧,建立预燃激波串,形成点火过程的正向压力反馈;凹腔内燃料分布受喷注位置、喷注压力的影响,采用凹腔内主动喷注的方法能够主动调节凹腔内的燃料分布,有助于初始火核的形成,能有效避免点火过程中由于压力反馈对燃料分布影响造成的熄火现象。