Choosing software and replacing ATE: lessons learned

When tasked to ensure the Minuteman Intercontinental Ballistic Missile system remains fully operational and supportable through 2020, the Air Force realized that the support capability of its legacy automated test system for the operational ground support electronics subsystem would need to be completely replaced. The legacy test system, while fully operational, was rapidly becoming non-supportable. Unless replaced with new hardware and upgraded test program sets, the needed long-term support could not be provided to the weapon system. To address this issue within the scope of available program funding constraints, the Air Force selected an approach of combining the technical and programmatic expertise of the weapon system prime contractor, the program control responsibilities of the weapon system Program Office, and the technical capability of an Air Force technical organization. The program was divided into two phases: a prototype phase and a production/rehost phase. This paper gives an overview of the program and presents valuable lessons learned during the prototype phase.     

某涡轴发动机起动不成功分析

对某型发动机外场起动不成功试验数据进行分析,并通过燃油喷嘴低油压雾化试验及整机起动时的温度场测量验证,确认燃油喷嘴喷口积炭后,燃油喷嘴喷雾锥角减少,燃油雾化质量恶化,直接影响到发动机起动时火焰联焰的可靠性,对发动机起动性能产生较大影响.涡流器插入深度对涡流器出口喷雾的部件研究试验结果显示:插入深度对涡流器出口喷雾无影响;整机模拟外场使用结果表明:发动机在不大于30%功率的低状态长期使用,离心式燃油喷嘴容易出现积炭.      

JSF战机动力装置研制新特点浅析

美国军方提出以现有发动机型号F119为基础来研制第四代轻型战机JSF,既降低了新机的技术风险,缩短型号研制周期,又可大幅度地节省项目研发资金和降低型号全寿命成本,这一思路值得关注或借鉴。通过对F-35战机基本型发动机F135和备用型F136发动机的最新发展动态分析,阐述了军用飞机动力装置类型从常规的涡喷/涡扇发动机向非常规的变循环发动机转变是一个必然发展趋势;而航空动力研制方法正从”传统设计”向更先进的”预测设计”过渡。     

航空发动机高温部件系统模拟技术

对航空发动机高温部件系统模拟技术进行研究,在涡轮等高温部件及其冷却系统组成的流固系统研究中采用整体域划分思路,并对两部分组成的整体域统一求解.将该方法在某模型中进行分析验证,应用到某涡轮系统及周围冷却空气模拟中,并对强弱耦合两种耦合模拟方法的结果进行了比较分析.     

H2/Air连续旋转爆震波的起爆及传播过程试验

在环缝-喷孔对撞式喷注模型发动机上,采用H2/O2热射流切向喷注的起爆方式,进行了H2/Air组合的连续旋转爆震试验,试验成功起爆并实现了爆震波的持续旋转传播。切向喷注的热射流并没有直接诱导形成旋转爆震波,从点火到形成稳定传播的旋转爆震波之间存在时间间隔。对高频信号的时频分析结果表明,在该试验工况下,旋转爆震波的传播过程非常稳定,其传播频率为5.5～5.95 kHz,平均传播频率为5.75 kHz,对应的平均传播速度为1716.4m/s,为理论预测值的91.14%。在没有测量高频压力的情况下开展了长程试验,结果表明,连续旋转爆震波也可以在更长的时间范围内稳定工作。     

Investigation of hot jet on active control of oblique detonation waves

The hot jet injection is utilized to actively control the oblique detonation wave, such as initiating and stabilizing an oblique detonation wave at a desired position that is shorter than the length of induction zone, and adjust the height of the oblique detonation wave at the exit of combustor when the oblique detonation wave engine is working on off-design flight conditions.The fifth order Weighted Essentially Non-Oscillatory(WENO) scheme and a two-step reversible reaction mechanism of the sto...     

缩比发动机喷嘴热喷流噪声试验

为深入了解涡扇发动机喷流噪声特性,验证喷流噪声降噪方法,建立发动机喷流噪声数据库,在法国国家航天航空研究中心的CEPRA19声学风洞开展了缩比发动机喷嘴热喷流噪声试验测试工作。针对发动机热喷流模拟系统,设计加工了面积比（外涵喷嘴面积与内涵喷嘴面积之比）为5和7的两种喷嘴构型试验模型。通过减小高温区域单个零件长度尺寸和零件壁厚的方法,降低热膨胀对模型尺寸的影响。在声学风洞中完成了不同工况条件下两种面积比圆形喷嘴和锯齿形喷嘴的远场噪声特性测试。通过对远场测量噪声频谱进行分析,发现随着来流速度的增大喷流噪声会减小,采用锯齿形喷嘴设计在中低频喷流噪声水平降低,在高频噪声水平有所增加。     

航空发动机预测健康管理系统设计的关键技术

介绍了航空发动机预测健康管理(EPHM)系统的定义、设计目标及其功能;结合EJ200,F119等国外第4代战斗机发动机健康管理系统的技术特点,设计了航空发动机预测健康管理系统与飞机、发动机的交联方案;完成了航空发动机在线机载EPHM系统及离线EPHM系统的基本结构设计;提出了航空发动机机载预测健康管理系统应实现的技术指标;总结归纳了航空发动机预测健康管理系统设计的关键技术.      

Multi-computer VXIbus system set up and use

VXI has matured into a flexible bus architecture with which to develop various types of instrumentation systems. This paper details the multi-computer approach used in the VXI-based system that CACI developed for the Air Force. The system, the Engine Test/Trim Automated System II (ETTAS II) is designed to test: all Air Force jet engines. The paper discusses how to integrate multiple computers in a VXI-based system, including discussions on: setting up the computers; selecting register-based versus message-based computers; setting up and using shared-memory; defining and separating tasks for each computer. The shared memory discussion talks about different ways to structure the shared memory, including setting up a system-level “Current-Value Table” (CVT) for all instruments, as well as how other devices, including another computer can access the shared memory space. The paper shows how Commercial-Off-the-Shelf (COTS) software products NI-VXI, LabVIEW, and NI-VISA (National Instruments) can be used to satisfy all these requirements. The paper shows how the multi-computer approach can be cost-effective in many cases     

火箭发动机－超音速扩压器－蒸汽引射泵组合式高空模拟试验系统的性能研究

通过对火箭发动机－超音速扩压器－蒸汽引射泵组合式高模拟系统的理论分析和实验研究，提出了扩大ＧＳ－１高空模拟试车台试验能力的几项新方案。     

火箭发动机－超音速扩压器－蒸汽引射泵组合式高空模拟试验系统的性能研究

通过对火箭发动机－超音速扩压器－蒸汽引射泵组合式高空模拟系统的理论分析和实验研究，提出了扩大ＧＳ－１高空模拟试车台试验能力的几项新方案。     

航空发动机的现状和发展

概述了现代航空发动机的特点,论述了第四代战斗机发动机F119的技术指标及其衍生的F135发动机的设计进展。给出了2020年前航空发动机IHPTET计划的部件设计水平、总技术指标和结构特点,预测了未来航空发动机的发展趋势。     

预燃式等离子体射流点火器工作特性实验研究

为解决发动机点火包线小于飞行包线的实际问题,提供等离子体点火技术在航空发动机中的工程应用新思路,论文设计了一种预燃式等离子体射流点火器,实验研究了放电特性和射流特性。结果表明,预燃式等离子体射流点火器与空气等离子体射流点火器相比,在提升射流能量降低电源功率方面有着较大的优势,电流相同时通入甲烷在较大流量时可减小驱动电源功率,总流量为44L/min时,减幅可达14.99%;同时预燃式等离子体射流较空气等离子体射流稳定,且射流长度增加,扩大了点火面积,有利于点火。     

美国提高第4代战斗机发动机保障性的

战斗机发动机使用方与制造方越来越重视发动机保障性,并将其与性能、质量、研制费用和周期同等考虑。特别是在第4代战斗机发动机研制过程中,通过可靠性、可维修性和可测试性设计等措施使其保障性大大提高。针对第4代战斗机发动机F119、F135和F136,综述了其＂通过文件与制度保证、通过体验与培训重视、通过总结明确要求、通过具体设计实施＂等贯彻保障性设计思想的措施,归纳总结其＂简化设计、防错设计、优化设计、细节设计＂等关键技术。     

基于AHP的航空发动机健康评估系统设计

航空发动机健康状况评估是保证发动机安全工作、延长发动机使用寿命的一种重要技术措施.利用层次分析法(AHP),通过对国航发动机机群的监控数据进行插值计算,得到各个分权值,在对分权植进行处理得到综合权值,根据综合权值的大小并按发动机型号进行排队,开发出了一种新的航空发动机健康评估系统.     

火箭发动机燃气射流流场的光学显示方法研究

本文研究了两种用于真实固体火箭发动机燃气自由射流流场和射流冲击流场显示的光学方法。实验结果表明 ,等厚条纹型 F- P干涉法。能够用于燃气自由射流流场的显示 ,而莫尔偏折法除此之外还可用于大范围的燃气射流冲击流场的显示。由此解决了长期以来无法显示这种高温、高压、强冲击、强火焰光等恶劣环境条件下的流场问题     

Thrust measurement method verification and analytical studies on a liquid-fueled pulse detonation engine

In order to test the feasibility of a new thrust stand system based on impulse thrust mea- surement method, a liquid-fueled pulse detonation engine （PDE） is designed and built. Thrust per- formance of the engine is obtained by direct thrust measurement with a force transducer and indirect thrust measurement with an eddy current displacement sensor （ECDS）. These two sets of thrust data are compared with each other to verify the accuracy of the thrust performance. Then thrust data measured by the new thrust stand system are compared with the verified thrust data to test its feasibility. The results indicate that thrust data from the force transducer and ECDS system are consistent with each other within the range of measurement error. Though the thrust data from the impulse thrust measurement system is a litter lower than that from the force transducer due to the axial momentum losses of the detonation jet, the impulse thrust measurement method is valid when applied to measure the averaged thrust of PDE. Analytical models of PDE are also discussed in this paper. The analytical thrust performance is higher than the experimental data due to ignoring the losses during the deflagration to detonation transition process. Effect of equivalence ratio on the engine thrust performance is investigated by utilizing the modified analytical model. Thrust reaches maximum at the equivalence ratio of about 1.1.     

基于燃气射流冷凝的氧路系统频率特性研究

基于热力学不平衡两流体六方程模型模拟了液氧煤油补燃循环发动机燃气射流在氧路系统泵间管路液氧流体中的冷凝过程，获得了燃气射流冷凝特征参数沿管路流向的分布规律。根据Rayleigh-Plesset方程和燃气射流特性建立了泵间管路燃气冷凝过程的传递函数模型，并与氧路管路、泵等组件模型联立求解，分析了发动机氧路系统频率特性。研究了在不同氧路入口压力和液氧温度边界条件下，泵间管路燃气射流冷凝过程对氧路系统频率特性的影响，仿真结果表明高入口压力和过冷液氧改变了射流气体的惯性和柔度，使得氧路系统特征频率增大。不同边界条件下发动机热试车结果表明，提高氧路入口压力或降低液氧温度使得氧路系统频率从8.3 Hz提高至11 Hz，与数值仿真结果一致，验证了泵间管燃气射流冷凝过程是影响氧路系统频率特性的重要环节。     

某种热气射流式飞机防冰腔试验

某型飞机发动机进气道前缘利用引自发动机的热气进行防冰,防冰腔采用冲击射流加双蒙皮通道的结构.为验证该结构防冰腔是否满足要求,利用试验室现有条件,搭建小型直流式冰风洞,选取局部典型全尺寸防冰腔试验件进行冰风洞试验,在不同外部气流条件下和不同内部热气参数条件下,对防冰腔外蒙皮表面的温度分布进行测量,并根据试验结果对防冰腔的...     

双转子涡喷发动机喷水诱喘方法

在某型双转子涡喷发动机上,进行了稳态复合式诱喘方法的试验研究,即把涡轮Ⅰ、Ⅱ级导向器和尾喷口流通面积,按相同于设计状态的百分比缩小,同时向主燃烧室里喷水,诱使喘振发作。缩小数值应恰当,大了会造成不喷水时发动机严重超温,小了会造成水起不到明显堵塞作用,不易逼到喘振点。这个百分比缩小值可以事先估算。