中国航空发动机涡轮叶片用材料力学性能状况分析

简述了国内外航空发动机涡轮叶片用材料的发展,对中国航空发动机涡轮叶片用材料中的变形高温合金和铸造高温合金的拉伸、持久、疲劳性能进行了比较,分析了目前中国航空发动机涡轮叶片用材料性能数据十分缺乏的现状。     

冲压燃烧室内的燃料扩散性能研究

应用含组分守恒方程的质量平均Navier-Stokes方程和B-L代数湍流模型,本文数值模拟了带支板引射器的模型燃烧室内部的流场结构,对比研究了支板引射器数量以及燃料注入角度对燃料混合性能的影响.在计算过程中,对方程中的对流项采用了空间为二阶精度的TVD和AUSMPW格式,扩散项则采用了二阶中心差分离散.采用流体力学时间步内的当地积分法克服了非平衡源项的刚性问题,保持了LU-SSOR隐式算法的高效率.研究结果表明,燃料有角度注入及采用多支板构型可提高燃料的混合性能.     

月球着陆器用金属橡胶高低温力学性能试验研究

金属橡胶作为一种有弹性的阻尼元件首次用在月球着陆器原理样机中。采用Э 71型低温万能拉伸实验机对圆环状金属橡胶试件进行了月球温度范围内的准静态刚度实验,得出了力 位移实验曲线。采用最小二乘法对试验曲线进行了数据拟合,用Matlab编程计算得出了金属橡胶试件力 位移回归方程。采用自由衰减法和冲击实验法分别对金属橡胶试件高、低温阻尼比和动力学特性进行了测试,最后得出了金属橡胶适合于用做月球着陆器中缓冲元件的结论。     

CVD过程中温度对SiC涂层沉积速率及组织结构的影响

以CH3SiCl3 H2体系在1000～1300℃沉积了SiC涂层,研究了温度对涂层沉积速率的影响,应用自发形核理论解释了不同沉积温度下CVDSiC涂层的组织结构。结果表明,随着沉积温度的提高,CVDSiC涂层的沉积速率相应增大;1000～1200℃沉积过程为化学动力学控制过程,1200～1300℃沉积过程为质量转移控制,1000℃和1100℃沉积的SiC涂层表面光滑、致密;1200℃和1300℃沉积的SiC涂层表面粗糙、多孔;随着沉积温度的提高,CVDSiC涂层的晶体结构趋于完整,当温度超过1150℃时,涂层中除β SiC外还出现了少量α SiC。     

旋流杯燃烧室头部流场与喷雾对贫油熄火的影响

对两种不同的燃烧室头部(三旋流杯头部为A型、双旋流杯头部为B型)进行了研究。对有两种头部的燃烧室进行了冷态流场的数值模拟,用粒子动态分析仪(PDA)测量了两种头部的速度场和喷雾场,结合慢车工况的贫油熄火试验结果进行了分析。结果表明:A型头部喷雾的索太尔平均直径(SMD)和均匀度能满足燃烧室的性能要求,比B型头部的要好,但其贫熄特性不理想。而B型头部的贫熄特性好于A型;A型头部的内旋流器气流流通量应减小一些,以利于喷嘴端部低压区的形成,这样有可能进一步降低贫油熄火油气比。      

一种计算再生冷却推力室温度场的方法

为了能够快速而准确地得到再生冷却推力室的温度分布,建立了一种计算再生冷却推力室温度场的方法。首先建立了轴对称推力室的一维冷却模型,并使用换热经验公式,得到了推力室壁面在轴线方向上的温度分布;其次建立了推力室的冷却套二维导热模型,使用数值模拟的方法和一维计算的结果,得到了冷却套的温度场。然后使用这种方法研究了气壁材料、气壁厚度和冷却液流量对推力室再生冷却的影响,获得了比较满意的结果。从计算时间和准确性来说,这种方法能够为推力室的优化设计和性能估算提供参考。      

非壅塞固体火箭冲压发动机二次燃烧试验研究

通过直连式试验研究非壅塞固体火箭冲压发动机二次燃烧影响因素。试验结果表明,当空燃比在一定范围内变化时,若空燃比变大,则燃烧效率升高,当空燃比达到一定程度后再增加,则燃烧效率降低;对于铝镁贫氧推进剂取较小的后置长度时燃烧效率较高;与两股燃气射流向外喷射相比,两股燃气射流向内喷射的燃烧效率明显高;燃气射流与空气流在进气道出口直接撞击不利于燃烧效率的提高。      

某发动机燃烧室外套寿命预测

对某发动机燃烧室外套进行了弹塑性有限元分析和低循环疲劳寿命预测。在发动机飞行包线的最大气动载荷下。计算了5个比较易出问题安装座附近的应力和应变,根据材料的应变-寿命曲线估算了其低循环疲劳寿命。结果表明,燃烧室外套的局部孔口和焊缝位置是易出问题的区域。     

航空发动机燃烧室声载荷时域最佳控制的计算机仿真

根据航空发动机环形燃烧室测试数据 ,采用时间序列自回归分析方法建立了燃烧室噪声声压时间信号仿真模型ARMA(6 ,5 ) ,并利用Green函数对仿真误差进行了控制 ,使控制后的系统误差方差明显降低。     

启动过程推力器喷注管内推进剂流的温降

根据空间发动机的总体结构、环境特点和能量守恒原理,提出推进剂在推力器喷注管内流动降温的简化数理模型,研究启动时单元推进剂在推力器喷注管内的流动降温现象.耦合求解推进剂流和喷注管能量方程,可以获得单元推力器喷注管单推三流整体温度的沿程分布规律.用推进剂模拟液实际考察和验证推力器喷注管的流动特点和理论模型的计算结果,分析推进剂流速、喷注管长度和内径对推进剂流温度变化的影响,导出推进剂流前缘出口温度和这3个物理参量间的拟合关系式.研究结果对推力器的热控设计有参考价值.