环形通道内爆轰波的起爆机制

旋转爆轰发动机环形燃烧室和预爆轰管的设计是影响发动机点火性能的关键因素。为了获得环形燃烧室中的起爆机制,使用多帧短时开快门摄像法,研究了不同含量氩气稀释的乙炔-氧气爆轰波经直管道沿切向进入环形通道中的传播过程和模式,重点关注爆轰波的失效和重新起爆机制。通过分析胞格模式发现环形通道内爆轰波的传播模式可以分为亚临界、临界和超临界3种状态。环形通道内爆轰波在顺时针和逆时针方向同时传播,根据初始压力和环形管道宽度的不同,会出现完全熄爆模式、熄爆-重新起爆模式和完全不熄爆模式,对应亚临界、临界和超临界3种状态。3种状态在顺时针和逆时针方向出现的顺序并不一致,相比较而言逆时针方向更易熄爆。研究同时也发现重新起爆通过两种方式实现：一种是通过解耦爆轰波与内壁面的反射以及其后的横向爆轰波,另外一种是通过燃烧转爆轰。通过分析直管的临界管径发现,随着环形通道宽度的增大,对于高浓度或低浓度氩气稀释的乙炔-氧气爆轰波,其临界管径均趋近于经典衍射问题中不稳定爆轰波的临界管径。实验研究结论将为旋转爆轰发动机燃烧室和预爆轰管的结构设计提供技术支持。     

基于非对称吸声器的发动机声学超表面声衬

为了解决发动机低频噪声问题,基于双端口非对称吸声器原理,设计了一种尺寸渐变的吸声超表面,用于发动机声衬降噪设计.首先,建立了非对称共振吸声器的理论分析模型和仿真分析模型,揭示了降噪机理,并分析了其降噪效果的影响因素.然后基于非对称共振吸声器设计了一种声学超表面声衬,用全模型理论计算、等效阻抗理论计算和COMSOL有限元仿真三种方法深入分析了声衬的降噪效果,并用全模型理论计算和等效阻抗理论计算方法考虑了流速对降噪效果的影响,然后对此结构进行了参数优化.研究结果表明,所设计的基于非对称吸声器的声学超表面声衬在厚度仅为2.5 cm (仅为252 Hz对应波长的1/54)的情况下,可实现252—692 Hz的频带范围内3 dB以上的降噪效果,为发动机降噪设计提供了一种新的设计思路.     

新型液氦温区热声驱动制冷系统研究

提出一种采用气液耦合谐振子的新型热声驱动制冷系统,理论上首次实现液氦温区制冷。模拟结果显示,系统最低无负荷制冷温度达到5.9 K,为目前热声制冷系统的最低记录。本文首先基于数值模拟优化了新型热声制冷系统结构参数;然后,分别揭示了系统内部关键参数的沿程分布以及热力学性能的影响规律。本研究填补了热声制冷技术应用于液氦温区的空白,有望为航天、低温电子器件及氢能源利用等领域中的新型热驱动制冷机奠定理论基础。     

Novel Oxygen Storage Components Promoted Palladium Catalysts for Emission Control in Natural Gas Powered Engines

A three-way catalyst comprised novel oxygen storage components for emission control in natural gas powered engines was prepared. The addition of novel oxygen storage components to the Pd/γ-Al2O3 catalysts resulted in improved activities of the fresh and aged catalyst by lowering the light-off temperature for methane in natural gas engines exhaust.     

基于AHP及灰色关联分析法的发动机健康评估研究

综合运用灰色关联分析及层次分析法,提出了一个航空发动机健康状态评估模型.模型采用层次分析法确定评价指标的权值,并对层次分析法进行了合理改进,用灰色关联分析计算评估对象的灰色关联系数,进而计算加权灰色关联度作为判断航空发动机健康状态的指标.基于航空发动机的QAR(Quick access recorder)数据,将模型应用于实例分析,对多台发动机健康状态进行了评估,结果验证了方法的有效性.     

基于FHW的火箭发动机环境载荷评估

针对固体火箭发动机环境载荷的诸多不确定性,提出了环境载荷FHW量化评估算法.对比分析了火箭发动机的典型环境条件及其影响,采用熵值法确定了指标权重,基于FHW方法建立了火箭发动机的环境载荷评估模型,根据环境因素的分布特征给出评估指标的隶属函数,并获取其相应的灰色关联系数.算例验证了不同环境载荷因素对火箭发动机的影响程度,结果表明FHW评估策略和算法简单易行、精度高,在装备环境载荷量化评估中具有参考和应用价值.     

固体发动机保险机构在高温高压下的实验研究

针对固体发动机部件保险机构所出现破现象,对其进行了激光散斑和电阻应变法联合测试。由于保险机构在高温和高压环境下工作,材料有蠕变现象,出现较大的热变形,传统的光我法实施,发展了一种叠合散斑技术,使之能够对大变形进行非接触式测量,在实验室测试的基础上,对保险机构进行了热容器试验,测量了点火后应变随时间的变化规律。实验结构发现,在保险机构机体上存在着一个接近破环应力的高危应力区,这是保险机破坏的主要因素     

发动机气门—门座磨损失效机理实验研究

对发动机气门－门座的磨损失效进行了模拟实验研究,基于现代微观表面测试技术和摩擦学原理对气门－门座的磨损机理进行了探讨。研究结果表明：气门－门座接触表面的磨损失效是由于反复的弹、塑变形疲劳,亚表层的金属滑动、基体材料在高温下的蠕变滑动和腐蚀磨损等所致,这种失效呈片状疲劳裂纹和剥落特征。     

冲击破碎高能推进剂的燃烧异常

为研究高能推进剂的冲击损伤状态对其使用安全性的影响,以爆轰波为加载手段,对NEPE推进剂试样进行冲击损伤。经扫描电镜观察和密度测量,冲击试样的基体材料和固体颗粒破坏严重,密度降低。热分析实验表明,损伤有利于试样中硝酸酯热分解的进行。密闭爆发器实验显示,损伤使燃烧速度加快。     

一飞机发动机动力特性分析

确定计算模型时，发动机定子按实际刚度，采用NASTRAN70．0程序对发动机整机进行了动力分析，分析结果与试验进行了比较，吻合度优于美国GE公司计算结果。作者认为造成偏磨故障的原因是弹性环压死，使压气机转子与定子反向平动的第六阶临界转速上升到接近放气阀门关闭时转速所致。根据动力响应计算结果，装配工艺采取措施后，克服了此偏磨故障。