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.     

并联式TBCC发动机排气系统性能数值模拟

针对一个并联式涡轮基组合循环(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)发动机排气系统的气动方案,对其在整个飞行包线范围内典型工作点上的流场进行了数值模拟研究,获得了飞行包线范围内排气系统相应的推力系数、升力、俯仰力矩随飞行马赫数的变化关系.计算结果显示,在整个飞行包线范围内,排气系统的轴向推力系数随着飞行马赫数先减小后增大,在跨声速飞行时降到最低Ma =0.9,涡喷不加力时为0.562,加力时0.662),在设计点附近达到最大;升力和俯仰力矩性能在亚声速及跨声速飞行时较差,在超声速飞行时随着飞行马赫数增加逐渐好转.表明排气系统在跨声速飞行范围内工作时应采取措施以改善其性能.     

微小推力冷气发动机动静态性能实验研究

针对所设计的微小推力冷气发动机进行高空模拟试验,搭建了试验系统,并应用推力测试装置测量了发动机不同推进剂下的推力和比冲,得到了发动机的稳态特征参数,当分别以丙烷和氮气为推进剂时,平均比冲分别为83.5s和75.6s.为了获得发动机的动态特征参数,对推力测量装置进行了负阶跃力和正阶跃力动态标定,通过标定数据的对比验证得到推力测量系统的延迟时间为90ms;进而在特定试验工况下,给出了发动机和推力测量装置实际上升时间的计算方法,得到丙烷质量流量为40mg/s时,发动机的上升时间为27.1 ms.     

湍流模型在单/双缝引射矢量喷管中的验证分析研究

利用数值模拟方法,分别求解以SA、SSTk-ω、EASMk-ω或k-ζ湍流模型封闭的RANS方程,针对单/双缝引射的激波控制射流推力矢量喷管展开研究,在多个主喷流压比NPR(4.6,7.0,8.78,10.0)和次主流压比SPR(0.7,1.0)下,系统考察了四种不同湍流模型对射流推力矢量喷管内外流场的流场结构,性能参数及主喷管内壁面压力分布的预测能力,探讨了由激波控制产生的推力矢量随不同参数的变化规律。数值计算结果表明,四种湍流模型都能比较准确地预测出射流推力矢量喷管的性能参数和喷管流场结构,双缝引射的推力矢量效率并不一定优于单缝引射。     

大型飞机推力调节应急飞行控制研究

推力调节(Propulsion Controlled Aircraft,以下简称PCA)应急飞行控制作为一种替代的控制策略,能够通过仅调节发动机推力,对常规操纵舵面失效的飞机提供一定的控制能力。首先从动力学角度对推力调节的可行性进行了分析,并在此基础上建立了PCA 总体方案,然后采用内环增稳、外环设计PID 控制器的方法,完成了PCA 纵向航迹倾斜角控制器、横航向滚转角控制器的设计,仿真结果表明利用推力调节实现航迹控制是可行的。最后将所设计的控制器应用于自动着陆系统,飞机能够准确跟踪航迹,满足性能要求。     

2．4米跨声速风洞推力矢量试验技术

针对先进战斗机推力矢量高速试验需求,研制了可用于校准通气不传力系统对推力天平性能影响的装置和基于数字流量阀的喷流质量流量闭环测控系统,在2．4 m 跨声速风洞建立了通气叶片支撑、金属波纹管通气不传力系统实现喷流供气转换、三台天平内置的双发战斗机推力矢量试验平台,实现了飞机气动力和两尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。系统调试和模型风洞试验表明：试验系统运行稳定、可靠,质量流量测控精度优于0．5％;全机气动力及两个喷管矢量喷流推进特性规律合理,重复性精度达到国军标常规测力合格指标;建立的试验技术系统可用于来流马赫数0．3～1．2、迎角－10。～60。、喷管偏角－20。～20。、喷流总质量流量0～3 kg／s 的双发战斗机推力矢量试验。     

磁流体加速技术对脉冲爆轰发动机增推影响的二维数值研究

为了研究磁流体加速技术对脉冲爆轰发动机增推过程的影响,利用含磁流体运动的气液两相爆轰模型,同时采用CE/SE方法对含磁流体加速装置的脉冲爆轰发动机点火、爆轰及排气过程进行数值研究。模拟带磁流体加速器的脉冲爆轰发动机流场,揭示磁流体加速器的增推过程,分析磁流体加速器在不同磁感应强度及管长条件下对脉冲爆轰发动机推进性能的影响。计算结果表明:磁流体加速装置能够实现对脉冲爆轰发动机的推力补偿作用。磁感应强度及加速段管长增加,脉冲爆轰发动机的平均推力得到显著提高。加速段管长0.4m,磁感应强度2T时,平均推力可提高30.457%,此时推力提升率达到最大。     

喷管对旋转爆震发动机性能影响的实验

为了研究喷管对旋转爆震发动机（RDE）性能的影响,设计了RDE推力测试台,RDE环形燃烧室的内径和外径分别为70mm和80mm,长度为40mm,以氢气和空气分别作为燃料和氧化剂,采用环缝-喷孔对撞式掺混方式,使用高能火花塞点火,并用压电式压力传感器测量推力,实验研究在燃烧室出口安装收敛喷管、扩张喷管以及拉瓦尔喷管对发动机工作性能的影响.结果表明,入口总质量流量小于0.126kg/s时,在发动机稳定工作的工况范围内,收敛喷管对发动机推进性能的提高最为明显.爆震波的传播速度及RDE的推进性能随着入口质量流量的增大而逐渐提高,而当量比则存在一个最佳值,使爆震波的传播速度及RDE的推力达到最大.基于混合物的比冲最高能够达到95.21s.      

旁路式双喉道喷管气动矢量特性数值研究

旁路式双喉道喷管(BDTN)通过设置旁路通道即可实现稳定的推力矢量,无需增加额外的高压气源和次流系统,研究其推力矢量特性对于提高飞行器的机动性和敏捷性具有重要意义。采用数值方法对BDTN在不同落压比下的内外流场及其在高温高压环境下的内流特性进行数值仿真。结果表明:BDTN的流场结构与普通双喉道喷管(DTN)相仿,但矢量效果更好,可在推力系数为0.966的同时获得24.6°的推力矢量角;落压比(NPR)大于4时,随着入口总压的增加,喷管推力矢量角和推力系数均逐渐减小;在入口总温为3 000K、落压比为100时,喷管的推力矢量角减小至12.75°,推力系数减小至0.882,即高温高压的内流环境对喷管矢量性能具有很大的消极影响。     

并联TBCC排气系统流场结构数值模拟及实验研究

为探索并联TBCC排气系统在宽马赫数飞行范围内的性能变化规律,针对某TBCC排气系统构型开展了飞行包线内的数值模拟分析。为验证数值模拟方法的可靠性,对该实验模型完成了典型工作点静特性风洞实验,获得了相应的流场结构和壁面压力分布规律,并将实验结果与数值模拟结果进行了对比。研究结果表明:并联TBCC排气系统双通道气流在涡轮下壁面出口处发生严重干扰导致出口流场复杂。优化设计TBCC排气喷管,有利于降低气流干扰对整个排气系统流场结构和推力性能的影响;飞行包线内,排气系统总的推力系数均高于0.9。气流大面积分离导致冲压发动机低马赫数时性能较低,但其对排气系统整体的推力性能影响很小;数值模拟得到的壁面沿程压力分布、流场波系结构等均与实验结果非常吻合,因此,数值计算结果用来评价TBCC排气系统性能的可靠性得到实验验证。