涡轮轴断裂条件下空气系统强瞬变过程分析

建立了针对空气系统强瞬变过程的控制方程及模块化仿真模型,该模型包括构成瞬态空气系统网络的4类基本元件:容腔元件、节点元件、管道元件和节流元件。上述基本元件及其组合单元的仿真结果与公开的文献数据能够较好的吻合,证明该模型能够模拟容积效应、惯性力作用占主导的强瞬变空气系统演化。在此基础上,仿真分析了某型航空发动机高压涡轮(HPT)轴断裂失效条件下的空气系统强瞬变过程。结果表明,涡轮轴的断裂失效能够引起空气系统内部复杂响应过程,并能导致涡轮盘所受的轴向力反向。该瞬态空气系统模型成功模拟了气流参数毫秒时间量级的动态响应,为深入研究航空发动机内部复杂空气系统的瞬变机理提供了有效的技术手段。      

某涡扇发动机主燃油通道模糊控制器设计

针对某型涡扇发动机的性能控制,设计了一种可进行多输入选择的开关式双模非对称、非线性段量化因子可自寻优的Fuzzy控制器.其可以在最大和加力状态对发动机状态进行控制,克服了一般模糊控制器因发动机转速动态响应变化快而不能进行实时调整和控制的缺点.该控制器输出与某涡扇发动机电子综合调节器的输出结果的实验比较表明:双模Fuzzy控制器设计简单,有较好的静态、动态特性,与实际输出比较误差较小,且具有很好的非线性校正作用,可作为实际发动机主燃油通道的数字控制器.     

飞机发动机叶片缺陷的差激励涡流传感器检测

针对某型号飞机发动机涡轮叶片上预制的微裂纹缺陷进行了检测研究.基于涡流检测技术设计并研制了一种尺寸小、灵敏度高的差激励探头,应用有限元分析软件开展了叶片微裂纹缺陷仿真分析.为了实现叶片的自动高效检测,设计并采用数控多自由度扫查台来控制采集过程,实现了对叶片表面裂纹缺陷的快速扫查检测.采集信号经过信号调理电路,A/D转换后输入计算机,完成信号的保存、处理和输出.通过对比实验结果与仿真结果发现,研制的差激励式涡流传感器可以有效地实现对叶片类零件表面微裂纹位置的判定,对涡轮叶片类零件微缺陷早期诊断评估具有一定的现实和借鉴意义.      

瞬变流速作用下姿控发动机燃料管路的非线性振动特性分析

为研究瞬变流速激励下某型卫星姿控发动机燃料输送管路的非线性振动特性,采用加权余量法和四阶Runge—Kutta法对燃料输送管路的非线性液固耦合振动模型进行了数值仿真,研究不同燃料流速下、电磁阀开关时长对燃料管路非线性振动稳定性的影响.仿真结果表明,依据管路特征线可将管路振动分为稳定振动区和不稳定振动区,且不稳定振动主要...     

新型内突扩加力燃烧室方案可行性分析

介绍了一种新型内突扩加力燃烧室方案,具有质量轻、尺寸小、红外隐身功能突出等优点;在分析当前高推重比发动机需求的基础上,结合目前国内外加力燃烧室的技术水平,根据新一代军用发动机的加力燃烧室进气参数,论证了该方案所具有的现实可行性。     

液氧甲烷重复使用辅助动力系统方案与进展

航班化航天运输系统的应用需求日趋迫切,基于液氧/甲烷(LOX/LCH₄)发动机的可重复使用运载火箭成为国内外研究热点。面向某型运载火箭对一级返回辅助动力系统的需求,提出了基于电动泵的主辅一体化液氧甲烷系统方案和独立挤压式液氧甲烷系统方案,开展了方案比选和应用优势分析,并介绍了液氧甲烷轨姿控发动机和低温表面张力贮箱的研究基础,以及国内首款液氧甲烷轨姿控推进系统集成演示试验情况。液氧甲烷辅助动力系统可以实现全箭推进剂的统一和无毒化,助力运载火箭走向高效及完全可重复使用。选择切实可行的“分步走”策略,优先开展挤压式液氧甲烷辅助动力系统的工程化研制与飞行应用,逐步实现基于电动泵的主辅一体化液氧甲烷辅助动力系统在重复使用运载火箭和低温上面级等领域应用。     

液体火箭发动机健康监控技术研究现状

液体火箭发动机健康监控技术是改进和提高运载火箭、航天器可靠性与安全性的核心技术之一,对其进行研究具有重要的学术价值和工程应用价值。液体火箭发动机健康监控技术的研究主要包括液体火箭发动机故障检测与诊断理论方法、液体火箭发动机健康监控系统两方面。该文介绍了基于模型驱动的方法、基于数据驱动的方法和基于人工智能的方法,阐明了液体火箭发动机故障检测与诊断理论方法的研究现状,通过对美国液体火箭发动机典型健康监控系统的介绍,阐明了液体火箭发动机健康监控系统研究的若干进展及现状,并对液体火箭推进系统健康监控技术的演变趋势作了简要评述。     

发汗冷却喷管在火箭发动机上的应用

较系统地介绍了发汗冷却的机理和发汗冷却研究的发展历程，说明了发汗喷管不同研究阶段的典型结构，并重点阐述了可望很快应用于工程上的发汗喷管结构，同时列出了发汗喷管计算中关键技术－热量交换的有关数学模型和各参数的取值。指出了近期需要开展的工作。     

遗传算法在固体发动机结构可靠性计算中的应用

通过对偶遗传算法及采用实数编码技术、交叉概率Pc和变异概率Pm的自适应调整，同时嵌套快速梯度运算，不仅加快了搜索，提高了收敛速度，且明显地改善了定位精度，有效地避免了求解有约束的非线性优化问题时采用惩罚函数法所存在的问题。用此方法计算了受极限状态方程约束的固体火箭发动机结构可靠性指标β，算例表明该处对计算结构可靠性指标β非常有效。     

飞行加速度对固体发动机后封头绝热层烧蚀的影响

固体火箭发动机后封头绝热层的炭化烧蚀率与飞行加速度有关。概述了国内外在这方面的一些研究情况，着重讲述了固体火箭发动机后封头内绝热层烧蚀的实验研究。实验表明：不同材料的绝热层在加速度作用下烧蚀率明显不同。在加速度作用下，后封头内绝热层的炭化烧蚀率小于静止状态的炭化烧蚀率。