喷油方位参数对航空直齿轮喷油润滑过程的影响

通过对航空直齿轮喷油润滑过程的深入分析,对影响齿轮啮合点润滑初始条件的喷油方位参数进行了系统的定义,并在此基础上建立了喷油润滑过程的计算流体动力学(CFD)模型,分别对喷油角度、喷油点位置以及喷油距离3个喷油方位参数的喷油润滑过程进行了计算,得到了齿轮不同啮合瞬时的射流状态,并对不同喷油方位参数下齿轮啮合过程中接触点入口处的油气率与气液总压变化规律进行了比较.结果表明:当采用啮入侧喷油润滑时,为了得到更好的润滑效果,应该使喷油嘴向主动轮偏离一个小的角度,同时使喷油点位置向啮入侧偏离,而对于喷油距离,则应视结构、工况综合考虑而定,但并不是一般认为的越近越好.      

射流式气动雾化喷嘴雾化性能试验研究

针对1种带出口扩张段的射流式气动雾化喷嘴,将气液比的2个影响因素空气流量及燃油流量分开,通过试验分析了空气流量、燃油流量、气液2相相对速度分别对雾化性能的影响规律。采用相位多普勒激光测试仪测试喷雾下游雾化粒径,通过CCD相机及片光源拍摄其雾化锥角。结果表明:空气流量相比于燃油流量,对该型气动雾化喷嘴的雾化性能影响更大;当气液比一致时,气液2相相对速度越大,雾化粒径越小,雾化锥角越大;当气液比为0~2时,随气液比的增大,雾化锥角逐渐增大,雾化粒径逐渐减小;在气液比趋近于2时,雾化锥角达到最大值,雾化粒径达到最小值;当气液比大于2时,雾化锥角略微减小,雾化粒径基本保持不变。     

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。     

基于FMI的航空发动机非线性预测广义最小方差控制

针对航空发动机具有强非线性的特征和控制需求,结合被控对象对非线性预测广义最小方差控制方法进行了仿真分 析。创新性地引用功能模拟接口标准实现了航空发动机模型和数控燃油调节机构模型的联合仿真。简要介绍了广义预测控制方 法的思想,采用非线性预测广义最小方差控制方法对航空发动机进行控制策略研究,并对控制律中需要调节的参数选择进行了简 单的理论分析,通过仿真分析了每个参数取值对系统控制性能的影响,并确定了所选取的参数值。仿真结果表明：这种方法能够 满足航空发动机的控制需求,与原有PID控制器相比,能在略微降低控制品质的条件下改善执行机构的作动条件。     

基于改进联合稀疏电容层析成像算法滑油监测研究

由于电容层析成像(Electrical Capacitance Tomography,ECT)的"软场"特性,使其应用于航空发动机滑油管道监测时难以准确获得被测对象的位置和大小信息.针对图像重建过程中的病态问题,在对称交替乘子法(S-ADMM)算法基础上,提出一种采用L 2,1-范数作为核范数、(L 1-εL 2)范数...     

充液成形技术在航天火箭整流罩成形中的应用

基于充液形成工艺的航天火箭整流罩零件,通过数值模拟的分析与试验结果进行对比,证明了数值模拟可以给试验提供正确方向,也说明数值模拟的准确性。根据现场的试验情况,基于实际制件过程出现的一些缺陷,调整液室压力与压边力加载曲线,根据零件的拉深高度进行合理匹配,最后达到控制整个冲液成形过程的起皱和破裂的问题。实现了充液拉深工艺在大尺寸薄壁整流罩构件上的工艺升级,大大提升了零件的表面质量,从而可以解决传统落压工艺的多道次拉深工序、多道次退火及多道次敲修导致的零件变形与表面质量差等问题,从而保证零件在生产过程中表面质量和成形精度的控制。     

基于ordered-EAMP模型的多材料传热结构拓扑优化

基于多材料变密度拓扑优化方法提出了一种密度指数函数插值的有序多材料性能近似(or-dered exponential approximation of material properties,ordered-EAMP)模型,数学性质以及算例表明,与传统的SIMP/RAMP插值相比,该模型具有计算稳定,收敛速度快,优化结...     

基于优选参数的回流泵送密封开启温度特性

针对航空发动机减速器轴承腔上的新型高速气液混相回流泵送密封（GL-RPS）机构,揭示了其开启过程的温度特性。 通过建立数值分析模型,分析动压槽槽数、槽深、槽坝比对密封开启力的影响,得到密封开启性能的优选结构参数,基于优选参数 进行GL-RPS的开启过程温度特性试验。基于温度特性,从开启状态、开启转速、开启温度和摩擦磨损等角度对比分析了4种密封 结构的开启特性。结果表明：在开启过程中,端面温度的变化分为3个明显阶段,分别对应密封端面的3个接触状态,可以有效监 测和表征密封开启过程;在密封未开启阶段,端面温度随转速增大而升高;在过渡阶段,端面温度随转速增大逐渐降低,端面温度 存在跳跃;在完全开启阶段,端面温度随转速增大基本不变;密封开启转速、过渡阶段转速跨度、开始开启和完全开启时的端面温 度差都随压力增大线性增大。得出了GL-RPS开启性能较好的结构参数,能有效降低GL-RPS的开启转速和开启温度,减小密封 端面磨损。研究结果可为航空发动机减速器轴承腔GL-RPS的设计提供参考,并提供了一种密封端面接触状态监测方法。     

基于非合作LEO卫星辅助GNSS联合定位技术CSCD

针对全球导航卫星系统(GNSS)在受挑战的环境中,出现导航卫星信号被干扰或遮挡,导致可见卫星数目无法满足定位最低要求的情况。利用低轨(LEO)卫星具有信号到达地面功率高、抗干扰能力强,以及在未来将进行大量部署的特点,可为GNSS的导航服务提供备份与补充。提出了基于非合作LEO卫星辅助GNSS联合定位算法,不同于现有的LEO/GNSS联合定位算法将低轨卫星简单地视为轨道降低的导航卫星,该算法以LEO为通信卫星,从非合作、非导航特性的实际情况出发,将LEO的多普勒与GNSS的伪距、多普勒相结合求解用户位置信息,并以ORBCOMM低轨通信卫星联合GPS为例进行了仿真实验,实验结果验证了算法的可行性与性能。     

具有气液同轴喷嘴的液体火箭发动机燃烧室压力振荡及其声学特性研究

为探究液氧/煤油液体火箭发动机气液同轴喷嘴模型燃烧室具有良好稳定性的原因,采用非稳态雷诺平均（URANS）方法数值研究了其燃烧不稳定性和声学特征。两相燃烧条件下,燃烧室压力振荡幅值约为室压的10%左右、最大不超过25%,且以纵向和横向振型为主。一周六径隔板对横向振型具有很强的抑制作用,但对纵向振型影响较小。与液-液撞击式液氧/煤油发动机模型燃烧室相比,本文研究的燃烧室中煤油液滴没有发生超临界蒸发现象,第三邓克尔数较小,诱发燃烧不稳定性的激励源较弱。进一步通过数值定容弹激发了燃烧室多模态声学特征压力振荡,并得到了其振荡特征频率、幅值和衰减率。结果表明,气喷嘴具有四分之一波长喷嘴特征,能显著减小目标振型的幅值,而集气腔对纵向振型具有很强的抑制作用,同时对其他振型也有程度不同的抑制效果。因此,较弱的燃烧不稳定性激发机制以及隔板、气喷嘴和集气腔对纵向和横向振型很强的抑制作用,使得该液氧/煤油发动机气液同轴燃烧室具有很好的稳定性。