带簇式推力室的固液火箭发动机装药设计

讨论了带簇式推力室的固液火箭发动机多孔装药的设计方法,并针对某ＨＴＰＢ／ＬＯＸ（或ＧＯＸ）发动机给出了不同推力室数和不同孔数情形下某些参数随时间的变化,以及中一些参数的总体值或平均值,表明簇式推力室方案是可行的,研制适用于固液燃料配方也是必要的。     

微型涡喷发动机结构设计研究

探讨了一种正在研制的推力为100 N,转速为105 r/min的微型涡喷发动机的结构设计特点.首先介绍了微型涡轮发动机的总体构造特点;其次,又对这台发动机独有的结构特点进行了分析;最后,对它的旋转部件进行了强度、振动分析.最终结果表明旋转部件的结构设计满足要求.这些设计经验对于发展高推重比微型涡喷发动机有参考价值.      

航空发动机外部管路多Agent协同设计系统框架

通过分析航空发动机外部管路设计过程,建立支持外部管路设计的多Agent协同设计系统框架。该系统框架采用包含设计层、服务层和资源层的分层结构,每一层分别用不同类型的Agent完成其功能。然后讨论了在此框架下的管路设计流程。该系统框架不仅适用于航空发动机外部管路设计,对类似的复杂设计系统也提供有益的思路。      

涡轮叶片的循环蠕变分析

研究了航空发动机一级涡轮叶片的蠕变行为。对叶片的危险区作了静载恒温蠕变计算和变温变载蠕变计算。其结果是静载恒温蠕变和实验结果一致;其循环蠕变变形略小于静蠕变变形。变温变载下叶片的蠕变寿命可用静载恒温蠕变进行预估。      

自适应卡尔曼滤波在航空发动机参数估计中的应用

介绍根据实际飞行数据并用卡尔曼滤波方法对某型发动机的参数估计及其结果。重点研究了卡尔曼滤波在航空发动机参数估计中的滤波发散问题和解决这一问题的自适应卡尔曼滤波、飞行条件补偿及模型修正的综合方法。      

涡喷发动机多变量自适应加速控制

提出了一种模型参考自适应控制方法, 并应用于双转子涡喷发动机多变量控制系统。仿真研究表明, 该方法在整个飞行包线内均有满意的瞬态响应, 对非线性的建模不确定性具有较好的鲁棒性, 以及对多变量系统中较强的耦合作用有较好的解耦效果。与传统的调节器相比, 发动机加速时间约减少16%, 加速过程中发动机推力明显增加, 平衡状态仍可提高约9%。      

模糊超体神经网络及其在火箭发动机故障分离中的应用

提出了一种用模糊集表示火箭发动机故障模式的神经网络二次分离器,模糊集是由模糊超体聚集形成的集合体,模糊超体在一次分离中表现为由半径和球心确定的n维超球,在二次分离中是一个由夹角、球心和方向矢量确定的部分超球。神经网络二次分离学习算法与一次学习算法相比,提高了训练样本的分离精度,增强了神经网络对故障的敏感性。      

民用航空涡轮发动机持久试验条款发展历程

全面回顾了航空发动机适航规章CCAR-33R2第33.87条持久试验的演变历程,在解读适航规章条款要求的基础上,深入跟踪了当前国际上针对33.87条持久试验的研究动态。跟踪研究发现,自1957年规定了6 h×25阶段的150 h试验谱以来,涡轮发动机持久试验的主体要求基本保持不变,而涡轮发动机设计则出现了显著的发展。发动机设计技术的进步带来了与适航规章要求不协调的问题,针对该问题当前国际上已开展了150 h持久试验替代试验的探索性研究及应用,虽然现阶段还存在一系列问题有待澄清和解决,但相关研究为我国民用航空发动机适航符合性方法及适航标准制定与修订提供了参考和借鉴。持续深入跟踪国内外适航技术动态,及时采取积极的应对策略,并开展有针对性的条款研究工作,对于提升我国适航技术规章的编制和修订能力具有十分重要的意义。      

航空发动机损伤叶片再制造修复方法与实现

航空发动机叶片长期工作在高温、高压和高速的环境下,极易出现损伤。但是,损伤叶片的再制造修复技术一直被国外垄断,国内航空公司不得不花费大量的资金和时间将受损叶片送往国外维修。针对此问题,提出一种航空发动机损伤叶片再制造修复方法。首先,对损伤叶片进行失效特征分析,评价修复可行性;其次,获取并处理叶片点云数据,提取叶片截面的边界曲线,重建叶片数字化模型,通过布尔运算得到加工目标模型;再次,采用激光熔覆和自适应加工方法,对损伤叶片进行再制造修复;最后,分别对叶片三维数字化模型与实物进行精度检测和误差分析。结果表明,利用该方法建立的叶片数字化模型具有较好的精度和光顺性,再制造修复误差满足发动机维修手册的要求。     

液体火箭发动机爆震波点火技术初步研究

对液体火箭发动机各种点火技术优缺点进行了对比分析,探讨了各种点火技术方案应用于未来先进推进系统的多管多次点火系统的可行性,讨论了各种点火技术应用方案的结构形式.对爆震波点火技术进行了初步研究,建立了气氢气氧爆震波点火的简化理论分析模型,对其在实际液氢液氧发动机中应用的具体方案进行了分析.分析结果表明,爆震波点火技术可以由低压混合气体产生高温高压的爆震产物,爆震波以高马赫数速度传播,迅速到达各点火位置.爆震波点火技术具备良好的同步性能和简单的结构方案形式,适用于液体火箭发动机多管多次同步点火.