基于地面试验的涡扇发动机装机推力损失分析

为评定涡扇发动机装机推力损失,基于推力直接确定方法开展了发动机推力测量地面试验。通过改进完善安装节推力数据处理方法、进气道冲压阻力计算方法来提高总推力测量精度,分析表明:台架试验推力测量最大误差为2.41%,11架次飞行后停机状态发动机总推力测量误差小于0.8 kN,基本满足推力测量评定的需求。以相同状态台架试验数据为基准,对比发现:随着发动机功率状态增大,总推力损失呈明显增大趋势,中间状态换算总推力损失达到了17.95%,最大状态换算总推力损失达到了27.72%。通过分析风扇换算转速、换算流量等关键参数,得出:装机后受进气道的影响,导致换算流量明显小于同等状态下台架试验的换算流量,同时进气道内气流总压的过大损失,是造成装机后发动机推力损失明显的主要原因。     

阵列式表面电弧等离子体气动激励控制三角翼流动分离的实验

为探索多路阵列式微秒脉冲表面电弧放电(μs-SAD,Microsecond pulse surface arc discharge)对尖前缘小后掠三角翼流动分离的控制效果和作用机理,首先通过放电测试和纹影测试对多路阵列式μs-SAD的激励特性进行研究,揭示其对流场的作用原理,进一步将多路阵列式μs-SAD用于三角翼流动控制,开展了小后掠三角翼流动分离控制低速风洞实验,研究了来流速度、激励电压和激励频率等参数对控制效果的影响规律。结果表明:多路阵列式μs-SAD能够快速放热,单路瞬间放电能量可达68mJ,在流场局部可诱导产生冲击波;机翼前缘多路阵列式μs-SAD能有效改善三角翼大迎角气动特性,当来流速度为30m/s时,使最大升力系数提高27.2%,失速迎角推迟4°;来流速度增大到40m/s时,流动控制效果减弱,使最大升力系数提高15.5%;存在最佳激励频率使无量纲频率F+=1时,控制效果最好;激励电压存在阈值,其随来流速度的增加而增大,当激励电压超过阈值电压继续增大时,流动控制效果不再增强。     

脉冲爆震载荷作用下转子系统动力学特性

针对脉冲爆震涡轮发动机(PDTE)气动载荷具有周期性、非定常的特点,应用有限元法建立了PDTE转子系统动力学特性计算模型。在验证计算模型准确性的基础上,研究了周期性、非定常轴向力和扭矩对转子系统动力学特性的影响。研究结果表明:与传统燃气涡轮发动机相比,PDTE转子系统同时存在弯曲振动、轴向振动和扭转振动。脉冲爆震燃烧室的气动载荷会改变转子系统的弯曲刚度,但对气动载荷合理设计后,其对弯曲振动的影响较小。周期性、非定常轴向力引起转子系统轴向振动,且轴向振动特性主要受零频和1阶轴向共振频率处响应的影响。PDTE工作时滚珠轴承的轴向支反力会不断变向,在设计滚珠轴承时应予以考虑。周期性、非定常扭矩引起转子系统扭转振动,1阶扭转共振频率分量在扭转振动响应中占优。      

脉冲电流大厚度电解线切割加工试验

航空航天难加工材料直纹面构件的高精度高表面完整性加工已经成为制造领域普遍关注和亟需解决的难题,电解线切割加工在高表面完整性要求加工场合上具有原理性优势。建立脉冲电流电解线切割加工模型,分析了工件厚度变化带来的影响。试验结果表明：随着工件厚度增加,电解液电阻减小,工件两端极间电压减小,加工缝宽变窄;双电层时间常数增大,脉宽时间内充电所能达到的电位降低,有效加工时间变短,平均电流密度较低;脉冲频率大于20 kHz时,最大进给速度随频率增加而快速减小,低于20 kHz时,最大加工速度差别较小。最后,采用脉冲频率20 kHz,以进给速度4 μm/s稳定加工出20 mm厚榫头/榫槽结构,表面粗糙度约为0.449 4 μm,表面质量、加工效率明显高于100 kHz加工效果。     

柔性接头结构应力经验公式适用性

设计了接头球半径为8cm的柔性接头及其增强件环向应力电测系统,测试了不同燃烧室压强和摆角条件下增强件的环向应力,并与现有经验公式、有限元分析结果进行了对比,基于有限元分析研究了接头球半径变化对增强件环向压缩应力的影响,提出了新的接头球半径在6~10cm范围内增强件环向压缩应力估算公式,另外研究了喷管喉径对柔性接头结构应力的影响,讨论了冷试容器压强和热试车发动机燃烧室压强换算公式的适用性。结果表明:增强件环向压缩应力试验测试结果和有限元计算结果吻合较好,现有增强件环向压缩应力经验公式估算结果值得商榷,柔性接头冷试结构应力与热试结构应力是不同的,冷试容器压强和热试车发动机燃烧室压强换算公式对于增强件环向压缩应力是适用的,但是对弹性件切应力不适用。      

气流出口型面对凹面腔内激波聚焦起爆的影响

为提高两级脉冲爆震发动机工作的可靠性,探寻强化凹面腔内激波聚焦起爆爆震波的方法,通过数值模拟,采用氢气作为燃料、空气作为氧化剂,探讨了3种凹面腔气流出口型面及出口面积对激波聚焦起爆的影响。结果表明:采用垂直出口壁面有助于提高凹面腔内的激波聚焦起爆压力和温度,使起爆时刻提前,随着出口面积的减小,激波聚焦峰值压力有较大的提高;但效果不如垂直壁面,随着倾斜壁面出口面积减小,起爆点的压力和温度只有小幅度增加,起爆时刻基本无变化;采用弧形出口壁面,不能对向凹面腔底部传播的激波产生反射强化作用,不能有效起爆爆震波。对比3种出口壁面型面,垂直壁面能更有利于凹面腔内的能量聚集,强化激波聚焦起爆爆震波。      

2级脉冲爆震发动机中超声速射流对撞诱导激波聚焦试验研究

为研究2-St age PDE中连续超声速射流及结构参数对撞诱导激波聚焦的影响规律,在冷态条件下开展了2-St age PDE中连续超声速射流对撞诱导激波聚焦的试验。分析了喷口宽度、导流环深度、凹面腔开口端与喷管间距、尾喷管角度、射流入射压力等参数对凹面腔底部峰值压力的影响。结果表明:喷口宽度、导流环深度、凹面腔开口端与喷口间距、射流入射压力越大,凹面腔底部峰值压力越大,激波聚焦效果越好;尾喷管角度越大,凹面腔底部峰值压力越小,激波聚焦效果越差;喷口宽度、导流环深度、射流入射压力对激波聚焦的影响较大。     

光纤陀螺仪中尖峰脉冲引起漂移 的误差分析及其抑制

首次分析了光纤陀螺仪探测器输出信号中频率固定的尖峰脉冲对光纤陀螺 仪零偏漂移的影响机理,给出了尖峰脉冲影响光纤陀螺仪零偏漂移的误差模型;根据干 涉式数字闭环光纤陀螺仪探测器输出信号的特点,提出了一种基于高速集成模拟开关的 时域选通尖峰脉冲抑制具体实现方法,实验验证了尖峰脉冲引起的零偏漂移大小和理论 分析接近,表明了误差模型的正确性,同时表明该方法能够有效降低尖峰脉冲引起的光 纤陀螺仪零偏漂移。     

基于优化智能网络的发动机推力指令模型

针对航空发动机性能退化缓解控制中推力指令模型输入量有限问题,提出1种双智能网络串联的推力指令建模方法.其中子模型Ⅰ采用BP网络映射与推力密切相关的气路参数,其输出作为子模型Ⅱ的输入;子模型Ⅱ采用优化极端学习机(ELM)算法,输出为额定发动机推力,并以此推力为性能蜕化缓解控制指令.为了减小ELM网络规模,提高推力指令模型实时性,采用微分进化算法(DE)优化ELM初始网络参数.数字仿真验证表明:各飞行包线内推力指令模型预测值最大相对误差小于4‰,远优于单一神经网络最大8.17％和单一极端学习机最大14.5％的误差,模型推力指令计算时间仅需0.64ms,实时性好,验证了该推力指令模型的有效性.     

小推力高室压NTO/MMH火箭发动机实验系统管路流阻特性实验

为研究小推力高室压NTO/MMH(四氧化二氮/甲基肼)火箭发动机实验系统管路流阻特性,对管路流阻理论、冷流实验及点火实验进行对比分析研究.通过管路介质流动能量损失计算,建立NTO/MMH管路流阻特性理论模型.开展无水乙醇冷流实验及NTO/MMH小推力高室压火箭发动机点火实验,以最小二乘法确定流阻特性实验拟合公式.与冷流实验结果相比,无水乙醇流量分别为0.10~0.40kg/s,0.09~0.36kg/s时,NTO/MMH管路理论流阻平均误差分别为5.42%,3.67%;与点火实验结果相比,真实推进剂流量分别为0.39~0.47kg/s,0.26~0.31kg/s时,NTO/MMH管路理论流阻平均误差分别为2.44%,2.47%,基于冷流实验预测的流阻平均误差分别为5.74%,3.46%,NTO流量为0.47~0.51kg/s(不含0.47kg/s)时,管路理论与冷流实验预测的流阻平均误差分别为16.56%,9.73%.实验与分析结果可应用于小推力高室压NTO/MMH发动机点火实验,并为实验系统设计提供必要支持.