结构参数对气液相变热声发动机性能的影响

本文基于包含流动和传热两个方面的电路类比理论,针对一具有环路结构的气液相变热声发动机系统进行了模拟计算和分析。重点讨论了排出器、动力活塞、反馈管以及负载液柱的直径和长度对于系统谐振频率和换热器驱动温度梯度的影响。结果显示,该气液相变热声发动机的谐振频率较低(小于1 Hz),排出器和动力活塞的直径,以及反馈管的直径和长度对于谐振频率的影响较大;气液相变热声发动机所需驱动温度梯度比通常气体工质热声发动机小一到两个数量级,各主要部件的直径对气液相变热声发动机所需驱动温度梯度的影响比长度对其影响更为显著。     

一种云环境下的发动机健康管理系统及其应用

针对航空公司对大量飞机发动机进行健康管理的需求,通过建立发动机健康管理云端数据中心,建立了一种云环境下的民航发动机健康管理系统,该系统对于验证发动机故障诊断方法的有效性具有突出优势,并且对于实现多种方法协同进行发动机故障诊断具有重要价值;提出了一种基于灰色关联分析的灰色故障识别方法,通过在云端平台使用灰色故障识别方法实现JT9D-7R4发动机的典型气路性能故障诊断为例,表明云环境下的发动机健康管理系统可以有效地进行航空发动机故障诊断。     

基于CATIA的固体火箭发动机系统中的三维参数化设计

为了提高固体火箭发动机系统的动态交互能力,方便用户直观地了解固体火箭发动机的内部结构,结合CATIA强大的三维建模能力,完成了该系统中最重要的三维参数化设计;以VC++为编程环境,运用CATIA自动化对象编程(V5 Automation)提供的二次开发接口,实现了固体火箭发动机系统中的三维绘图模块,同时介绍了两种在VC框架内动态显示CATIA三维模型的方法;实践证明,该系统能够快速的确定固体火箭发动机外形尺寸、标志量等设计参数,为固体火箭发动机的初步设计提供有效的帮助。     

航空发动机尾气静电带电机理分析与试验研究

航空发动机工作时燃烧室内发生复杂的物理化学变化,生成大量带电粒子,导致发动机尾气静电带电;理论分析了发动机喷流尾气中带电粒子产生演化过程和带电影响因素,讨论对比了多种测试原理与传感器方案,确立了非接触式静电感应测试方案,研制了共轴喇叭状静电传感器和静电监测系统,开发了自动测试软件并对某型航空发动机进行了机载尾气静电带电试验研究,验证了测试平台的有效性,成功获得了大量喷流尾气静电信号;研究结果表明:航空发动机正常工作时喷流尾气中带电粒子总体显正极性,平均体电荷密度约为0.077 nC/m³,发动机等效充电电流为2.26 nA。     

防止鸟撞飞机有新招

<正>鸟类与飞机是死敌,它们通常会延误飞行,最坏的情况是撞进机窗和发动机导致飞机坠毁。鸟类与飞机相撞的事故,每年会给航空业造成大约10亿美元的损失。工程师们千方百计减少事故的发生,比如采用扩音器、照明弹,甚至猎狗     

发动机喷流对火箭气动特性影响

开展了考虑底部发动机喷流影响的火箭气动特性CFD仿真设计,比较了有/无喷流时火箭附近流场结构、表面压力分布、整体气动力/力矩特性在亚/超声速段的差异,结果显示,发动机喷流对火箭亚声速段的轴向力、法向力和俯仰力矩特性均有较为显著的影响,且有减小尾部空气舵气动控制力矩的影响,而超声速段的影响仅限于轴向力。该仿真结果与飞行试验气动辨识结果较为一致。基于仿真分析结果,可建立一种折中考虑喷流影响的气动特性设计方法,供火箭精细化气动特性设计参考使用。      

FD-21风洞Ma=10高超声速推进试验技术探索

针对Mach数8以上（Ma>8）冲压发动机地面试验能力不足问题,基于FD-21高能脉冲风洞,开展了吸气式推进试验技术探索,提升了FD-21风洞的重活塞驱动能力,获得了总压18.66 MPa、总温3 950 K、Ma=9.62、静压436.6 Pa、速度3 km/s的高焓大动压模拟流场,同时发展了高时间分辨率吸收光谱测量技术和基于重模型自由飞原理的发动机推阻测量方法.在此基础上,设计了弯曲激波压缩二元发动机,构建了燃料在线供应与喷注控制、模型悬挂与瞬态释放及相关测量一体的试验系统,在所建立的Ma=9.62风洞模拟环境中进行了集成验证试验,定量测得了有/无氢气射流与空气/氮气超声速气流作用下二元发动机的壁面压力、吸收光谱峰值吸收率、轴向力等数据,并利用纹影观测到了进气道唇口与燃烧室部位的波系特征.多次试验所得的壁面压力、峰值吸收率、轴向力随时间变化曲线均存在2 ms以上的平台,表明二元发动机建立了准定常流动.冷热态及氮气对照组对应的壁面压力分布、峰值吸收率、轴向力等数据呈现出了明显不同,且二者规律近似一致,一方面说明所建立的模拟流场、燃烧诊断技术、发动机推阻测量技术是有效的,另一方面也表明二元发动机实现了点火燃烧、获得有效热功转换,为后续相关研究奠定了良好的基础.      

结构可靠性仿真方法研究

可靠性仿真是对复杂结构系统进行可靠性分析计算最为有效的方法,引起了研究者越来越广泛的关注.综合目前结构可靠性仿真方法研究现状,介绍了蒙特卡罗(Monte-Carlo,MC)法、极限状态方程重构法、随机有限元法(stochastic finite element method,SFEM)进行结构可靠性仿真计算的特点及发展现状,归纳了固体火箭发动机(solid rocket motor,SRM)结构可靠性的特点及当前进行仿真的方法;并在此基础上分析了目前结构可靠性仿真方法及对SRM结构可靠性进行仿真分析计算时存在的不足及需要进一步研究的内容.     

斯特林发动机换热器系统内工质的压力传递变化特性研究

斯特林发动机由于其外部加热特性适合用于分布式供能系统而正在得到越来越多的重视。斯特林机运转时,其内部工质的压力传递变化特性决定了输出机械功率的大小。本文首先采用施密特分析法对自主研制的某型斯特林机在预充氦气压力为2 MPa的工况下计算其压力的周期性变化情况,然后在同样的工况下用实验测试的方法研究工质在换热器系统内的压力传递变化特性。最后比较理论计算值与实验测试值得出,施密特分析法可以反映出斯特林机换热器系统内工质压力的真实变化情况,且叠网式的回热器结构是造成换热器系统内压力损失的主要因素之一。     

航空发动机尾气的FTIR被动遥感

针对航空发动机排放尾气传统的插入式采样分析技术难度大、设备结构复杂、测量成本高、具有一定危险等缺点,将快速、机动、低成本的非插入式测量方法——被动式傅里叶变换红外光谱(FTIR)遥感技术引入到航空发动机尾气监测当中。讨论了FTIR被动遥感的原理,介绍了FTIR光谱仪系统的仪器响应函数、红外辐射光谱能量分布以及气体浓度的算法模型。利用TENSOR27型FTIR光谱仪遥测某航空发动机排放尾气,获得一系列不同推力下红外发射单通道光谱图。通过对红外发射光谱的定性定量分析,计算出四种不同推力下CO₂,CO和NO的气体组分浓度。利用遥感FTIR方法监测航空发动机排放气体组分浓度的研究在国内航空领域尚处于探索阶段,试验中航空发动机的排放发射光谱及计算结果是首次公开发表。实验同时也表明该技术在航空发动机尾气监测方面具有极大的应用前景。