涡扇发动机风车起动点火匹配研究

针对涡扇发动机在高空状态的风车起动点火失败情况进行了原因分析和油气匹配研究。通过分析影响风车起动点火的主要因素,找出了点火失败的原因是点火油气不匹配,偏离了燃烧室可靠点火的余气系数边界。在油气匹配研究的基础上,提出了调整点火油气比的解决措施,并在高空台进行了试验验证。验证表明:该涡扇发动机风车起动点火失败的分析评估方法和解决措施合理可行,可为同类型发动机风车起动点火匹配设计和评估提供参考。     

一种弹用涡喷发动机风车起动数值仿真方法

对弹用涡喷发动机风车起动过程进行仿真求解:点火前风车过程用径向基函数神经网络(RBFN)建模,引入相关先验知识对网络输入变量加以变换,以满足小样本情况下网络建模;依据试验数据运用滑动最小二乘法(MLS)获得压气机特性;对于点火加速过程的动态模型,采用改进的粒子群优化(PSO)算法求解.解决了N-R(Newton-Raphson)法受初值影响不易收敛的问题.计算结果与试验数据吻合较好,可作为发动机起动过程性能分析和优化的理论依据.      

飞行模拟机的某型涡扇发动机起动模型研究

为了建立适用于飞行模拟机的发动机起动模型,对涡扇类发动机起动过程的建模和仿真方法进行了研究,提出了飞行模拟机起动模型的建模基本原则,以此为指导,基于部件级建模方法建立了主导发动机正常起动动态性能的主要特性模型,并通过构建故障因子建立了典型故障模型,实现了发动机正常起动和起动过程中的故障模拟。正常起动仿真和故障仿真结果与测试数据的对比表明,所建立的正常起动模型正确地反映了发动机在各起动阶段的加速性能,故障模型很好的再现了故障逻辑和故障效应,满足了用于飞行模拟机的发动机起动仿真要求。     

俯仰振荡引起的二元高超声速进气道不起动/再起动特性

针对高超声速飞行器受到扰动后俯仰姿态可能会瞬时大幅度改变或振荡的问题,为了分析其对进气道起动/不起动特性的影响,在Ma=4.03条件下对二元高超声速进气道俯仰振荡的流场进行了非定常数值模拟研究。研究结果表明:大幅度俯仰振荡的二元高超声速进气道会出现不起动和再起动现象,进入不起动/再起动状态时的流场特征和性能参数均发生剧烈变化;不同折合频率俯仰动态变化时,进气道的性能参数及流场特征存在明显差异,气动性能存在迟滞现象;折合频率越大,进气道发生不起动时的攻角值越大,再起动时的攻角值越小;折合频率增加到一定程度时,进气道可能出现全程起动或不起动现象,初始攻角将是决定进气道处于全程起动或不起动状态的关键因素。     

微型涡轮发动机燃油闭环控制起动方法

采用微压差方法进行燃油流量测量,达到低压损、高精度和快速响应的目的.设计了孔板式计量段,对不同节流孔径的计量段进行了标定试验.试验结果表明:在设定的测量范围内,节流孔两侧压差的平方根与流量成线性关系,与理论分析结果一致.在此基础上,研究微型涡轮发动机起动过程供油流量闭环控制问题.设计了单神经元PID(比例-积分-微分)控制器,对燃油流量进行了闭环控制试验.与开环控制方法相比,新的控制方法动态性能好,调节精度高.最后,采用单神经元PID控制器进行了微型涡轮发动机燃油闭环控制起动试验,显著提高了起动过程的快速性与可靠性.      

火药起动系统对发动机起动性能的影响分析

针对采用火药起动器起动的泵压开式循环液体火箭发动机,对其起动系统进行了分析和研究。建立了液体火箭发动机火药起动器计算模型和起动系统燃气管路流场计算模型。将所建立的起动系统模型应用于发动机系统仿真,对发动机火药起动过程进行仿真,分析了起动系统中火药起动器参数和燃气管路参数对发动机起动性能的影响,确定了主要影响参数和影响规律。火药起动器火药药柱内径、火药药柱长度以及燃气管路火药起动器喷管喉部直径为强影响因素;燃气管路涡轮喷嘴喉部直径和管路出口直径在确保发动机火药起动主要工况段燃气管路流场流态为额定工况流态的前提下,为弱影响因素。试验数据验证表明,发动机起动系统的仿真结果正确、可信。     

低雷诺数下进气道异常起动现象及其影响因素探析

结合激波风洞实验和数值模拟分析,对一种二元混压式进气道在实验中低单位雷诺数下反而呈现出自起动特征的异常现象进行了研究。根据激波风洞的反复实验观察,表明随着来流单位雷诺数的降低,在继进气道进入不起动状态之后又会重新出现自起动特征的异常起动现象。该结果与层流模型计算得到的流场结构相符,而与湍流模拟结果差异显著;分析表明,层流情况下,由于分离区向前体压缩面大范围地延伸,缓解了进气道入口的逆压梯度,从而在喉道处可以形成主体为超声速的通畅流道,而湍流情况下,进气道入口处激波/边界层干扰形成过分集中的分离泡则呈现明显的壅塞状态;尽管层流情况下进气道流场结构呈现出较为通畅的类似起动的特征,但其流量系数仍明显低于湍流的情况。因此,实验上所观察到的这种异常起动现象严格地说并不属于真正意义上的起动状态。     

电弧风洞真空氩气起弧技术研究

为解决传统金属丝熔融法起动电弧风洞准备时间长、可靠性差、熔渣影响设备安全和参数测试等问题,研究分析了电弧风洞采用真空氩气起弧技术起动的可行性。通过试验对比分析了起弧间距、进气方式以及控制时序等参数对电弧风洞起动特性的影响,利用一级触发、逐级拉弧的方式实现数米长电弧加热器的安全起动。结果表明,真空氩气起弧技术可以稳定、可靠、快速起动电弧风洞;起弧间距为25mm时,起动时间短,平均电流低,设备烧损小,起动最可靠;采用阴极尾部通氩气的进气方式,起动稳定、操作方便、维护简单;该起弧技术具有最佳的控制时序,确保了起动稳定可靠。     

500t级液氧煤油补燃发动机起动过程仿真研究

500t级液氧煤油补燃发动机是我国首台采用双推力室方案、自身分级起动方式的重型液体火箭发动机。结合重型发动机特点建立了描述发动机起动过程的数学模型,通过数值仿真分析了影响发动机起动特性的主要因素,确定了发动机的起动方案。研究结果表明：液氧主阀和发生器燃料阀打开时差应确保发生器点火在氧头腔充满后进行;流量调节器的转初级起始时间应早于推力室建压时间;燃料节流阀转大流量应在发动机起动受控段进行。