3-D C/SiC复合材料的氧化行为

研究了３－ＤＣ／ＳｉＣ复合材料的氧化行为。在航空发动机燃气环境中的实验结果表明,Ｃ／ＳｉＣ复合材料的氧化失重与材料内部的大量孔隙以及涂层和基体中的微裂纹有关,其中基体内部的孔隙起着主要作用。在燃气中氧化后,Ｃ／ＳｉＣ复合材料力学性能的降低幅度比在干燥空气中的小,这是由于燃气中的氧分压较低。     

固体燃料空气涡轮火箭发动机方案和技术研究

针对固体燃料空气涡轮火箭发动机(SP-ATR)的工作特点,提出了双燃气发生器的加力工作模式,并根据总体性能要求确定了部件的工作参数。主要采用数值模拟和实验研究相结合的手段,分别针对压气机和涡轮部件开展了气动设计和增压装置集成,获得了工作特性,并完成了增压系统工作特性的冷流实验验证。开展了考虑涡轮后低温旋流条件下多股气流的高效掺混燃烧研究,通过研究涡轮转速、空气入射角度、补燃室富燃燃气流量和富燃燃气射流位置对燃烧效率的影响,确定了原理样机和关键部件的恰当形式和布局方式。最终开展了原理样机的地面热试实验,验证了双燃气发生器的SPATR发动机的工作原理,热试实验结果表明燃气涡轮增压装置工作可靠,性能满足设计要求,其中压气机压比达到了3.3,转速为82kr/min,补燃室燃烧效率为85.21%。     

等离子体助燃含硼富燃燃气燃烧实验研究

等离子体能够有效地改善燃料的燃烧速率,缩短点火时间,改变火焰稳定性,被认为是最高效的辅助点火方法。为了验证等离子体对含硼富燃燃气燃烧的增强特性,利用一套带透明窗的燃烧实验装置开展了多次实验研究。实验结果表明,在补燃室环境中加入等离子体可使富燃燃气点火位置靠前,燃烧火焰面变大,高温反应区前移,从而改善了硼粒子的燃烧环境;通过计算对比有/无等离子工况下的补燃室二次燃烧效率,表明加入等离子后可使得补燃室二次燃烧效率提高5%以上,且随着放电功率的增加,等离子体助燃效果也显著增加,补燃室中增加的燃烧热与等离子体放电功率比值大约在7左右。     

超声速燃气射流驱动液柱平衡体实验研究

为了研究在低温寒冷工作条件下单兵火箭发射过程中声、光、焰、烟等缺陷的抑制方法,设计了将防冻液柱放置在发射筒尾管中作为平衡体的实验方案。实验中采用高速摄影系统观察了超声速燃气射流驱动防冻液柱在大气环境中的扩散过程,并利用压电式传感器测得了发射筒周围的冲击波超压值,对比了燃气驱动防冻液柱和液体水柱两种状态下射流流场的测试结果。实验结果表明,由于液体柱的阻碍作用,射流流场发展初期的径向发展速度相比于轴向发展速度更快。随着射流流场的逐渐发展,出现了Kelvin-Helmholtz不稳定效应。以防冻液柱为平衡体时,弹丸所获初速更高,由于防冻液气化潜热较高,相比于液体水气化时吸收了更多的燃气能量,降低了射流特征参数。通过与以液体水柱为平衡体的射流流场对比,发现以防冻液柱为平衡体时整个测点区域的噪声声压级峰值均有所降低,声压级降低了1.5 ~ 3.5dB,验证了此方案的可行性。     

燃气分析法在高温升全环燃烧室 出口温度场试验中的应用

为了给某型高温升全环燃烧室的出口温度分布改进优化提供技术支持,采用燃气分析法和热电偶法2种测量方法测量出口温度场。燃气分析法通过2支5点非混合式取样器随旋转机构旋转1 80°,采集燃烧室出口600点样气,测量CO_2和CO_2种组分的体积分数进而计算燃气温度。在油气比0.03状态下,燃气分析法与热电偶法测量的燃烧室出口温度分布基本一致,在油气比0.037状态下,燃气分析法测到的热点温度达到2285 K,经误差分析得出CO_2和燃料热值的测量偏差对燃气分析法的温度测量影响较大,采用的燃气分析法测温系统总误差在1%以内。研究结果表明:燃气分析法是1种具有较高测试精度、可靠的高温测试技术。     

基于局部应力法的 Bayes -神经网络舵板寿命预测

舵板是某水下航行体的关重件,为预测其使用寿命,文章建立了舵板航行体的计算域模型,通过仿真并运用局部应力应变法,计算出舵板在特定环境应力下的寿命;利用贝叶斯估计的先验知识以及神经网络,联合预测出舵板在不同的环境应力下的使用寿命。     

换热效应对燃气涡轮发动机过渡态性能的影响

在非定常换热模型基础上,提出了换热效应不影响旋转部件功的假设,以及气冷涡轮换热的简化处理方法,建立了考虑换热效应的发动机过渡态性能计算模型.针对某双转子涡扇发动机加减速过程进行了数值模拟.结果表明:换热效应对整机性能的影响主要表现为各部件的响应滞后,而低压转子的响应滞后最为明显;压气机的换热时间常数小于涡轮;在旋转部件中,叶片的换热时间常数最小,轮毂次之,机匣最大.      

固体火箭冲压发动机燃气发生器动态特性影响分析

建立了燃气发生器/固体火箭冲压发动机/导弹的一体化动态数学模型,通过数值仿真研究得到了在典型飞行弹道下各主要工作参数的变化过程.结果表明,在导弹飞行的爬升和巡航段,燃气发生器实际输出燃料流量和发动机实际输出推力与指令值之间的相对偏差均较小,不超过7%;而在俯冲段,由于容腔效应影响严重,燃料流量相对偏差达到-30%,推力最大相对偏差达-50%.上述因素给导弹飞行速度带来的相对偏差小于5%,射程的相对偏差小于1%.因此,针对所述的爬升 巡航 俯冲弹道,在导弹工作过程仿真中,可忽略燃气发生器的动态特性,不会影响对导弹飞行性能的评估.      

考虑舵机动力学的舵系统颤振特性分析

飞行器舵面的颤振特性与舵机动态特性有很大关系.提出了2种考虑舵机复刚度颤振分析的工程分析方法,第1种方法思想是对舵面和舵机的耦合系统(下文称舵系统)模型在各种来流速度下进行状态矩阵的稳定性判断,称为时域方法;第2种方法是将舵机复刚度特性包含在频域颤振方程中,使用改进的V-g法求解该方程得到舵系统颤振特性,称为频域方法.通过对舵系统模型算例的数值计算验证了方法的可行性;发现传统的按扭转频率进行舵机刚度等效的舵面颤振工程计算方法的结果相对于该方法有较大差别.说明当舵机动力学特性较差时,在舵面颤振分析中考虑舵机复刚度特性是很有必要的.     

机动弹头气动布局的一种新思路

常规的全动舵面机动弹头在再入飞行过程中,舵缝隙和舵轴附近的热环境特别恶劣,舵轴在承受巨大的弯扭力矩的同时,还必须解决所面临的严重的烧蚀防热问题,舵的设计往往成为影响弹头技战术性能的严重制约因素.本文提出了一种新型伸缩舵面机动弹头气动布局设计新理念,避免了普通全动舵面布局方案中舵轴设计面临的严峻的热环境和力环境等问题,而且还可以只通过这两片舵面实现对弹头的姿态和升力大小及方向的控制,从而实现对弹道的三维控制,是一种很有前途的机动弹头布局新思路.