压力指数对固体火箭发动机推力调节影响分析

结合固体火箭变推力发动机的结构特点,介绍了喉栓式变推力发动机的调节机理,完成发动机结构及数学模型的建立。并且对影响发动机调节的主要因素压力指数进行了详细分析。通过对正压力指数推进剂、负压力指数推进剂进行了分析计算和对比,获得推力调节对推进剂压力指数的要求及研究方向,对固体变推力发动机的进一步深化研究起到指导作用。     

脉冲爆震发动机的推力测试与分析

对脉冲爆震发动机产生的推力进行了定量测定与分析,研究了混气余气系数、起爆频率和爆震频率对脉冲爆震发动机推力的影响规律．同时,通过推力的测定以验证发动机性能计算方法的正确性,掌握脉冲爆震发动机推力测试的方法．研究表明,推力测试值与理论计算值吻合较好．     

固体火箭发动机推力测试系统

为判断固体火箭发动机性能能否满足产品图和技术条件的要求，给出安全储存可靠评价，开发研制了固体火箭发动机推力测试系统。利用该系统对50-310mm口径火箭发动机的工作时间和推力进行测试，数据采集系统采用GJB770A--97的发动机静止试验法。经过实装测试，试验台发动机装配点火数据采集处理及时有效，测试结果的推力时间曲数据准确，一致性好。能够满足目前固体火箭发动机推力检测的需要。     

微型涡喷发动机推力测量的新方法与验证

设计了一种适用于微型涡喷发动机推力测量的摆架式测力装置,通过台架试车试验测量了发动机推力、转速等工作性能参数,以及发动机尾喷管进口总温、总压等热力状态参数,再利用一维气动理论和试车数据计算得出理论推力。结果显示实测推力与理论推力基本吻合,验证了推力测量方法的合理性。在此基础上进一步分析了发动机的单位推力、推重比、单位迎面推力等指标,研究表明该发动机高速性能优于低速性能,满负荷工况下发动机推重比为7.4,并且在结构紧凑性方面具有优化设计空间。     

影响固体火箭发动机推力偏心特性的误差源研究

为了找出产生火箭发动机推力偏心的主要误差源,利用六分力推力偏心测试系统对装药初温,喷喉误差,喷管内型面缺陷等影响推力偏心的情况进行了试验研究。研究结果表明：装药初温,喷喉形状尺寸误差,多喷管安装误差,喷管内型面缺陷等都对推力偏心有较大影响,获得了对固体火箭发动机设计与制造非常有参考价值的试验结果。     

发动机推力对大展弦比机翼颤振边界的影响

为解决现有线性气动力模型对大柔性机翼受发动机推力影响的气动稳定性分析方法的不足,提出了基于计算流体力学(CFD)与Simo几何精确梁模型的非线性气动弹性分析方法。以翼吊式发动机的大展弦比机翼为研究对象,采用横向随动力和集中质量模拟发动机推力和吊挂质量,分别研究了单纯发动机推力和考虑气动载荷联合作用时,发动机推力、结构弯扭刚度比、发动机集中质量以及发动机安装位置等参数对机翼结构颤振特性的影响。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了Simo几何精确梁模型和雷诺平均N-S非定常气动力模型,考虑了结构和流场的两场非线性耦合。模拟结果表明:发动机推力对机翼颤振边界影响很大,具体的影响效果取决于上述其他参数的变化;发动机吊舱靠近翼根布置、发动机尽量布置在机翼弹性轴之前、减小机翼弯扭刚度比等布局或设置有利于扩大机翼的颤振包线范围。因此,在进行翼吊式气动布局的设计或分析时,必须考虑发动机推力及其相关参数的影响。     

发动机推力销载荷测量中的温度修正方法研究

以某航空发动机推力销载荷测量项目为背景,介绍了基于RTD的推力销表面温度测量方法。通过温度试验获得温度对应变桥输出的影响曲线,然后结合发动机车台试验对推力销温度进行了实时测量。根据推力销环境温度试验和载荷标定试验,得到推力销测量载荷的温度修正,表明温度对测量结果的影响。     

脉冲爆震发动机非接触推力测试 理论与实验研究

对非接触推力的产生原理进行了理论分析,并利用CFD软件,对影响该测量方法精度的发动机气动因素进行了数值分析。结果显示非接触方法在尾喷管出口气流为低压、高温、高流量且承接板安装较近的情况下,测量损失较小。通过火箭式爆震发动机推力测量实验,研究了爆震发动机频率以及承接板安装位置对非接触式推力测量结果的影响。实验结果表明,承接板上的测量推力会随承接板到发动机尾喷口距离的增加而减小,高频情况下的相对误差比低频情况下小,实验结果与数值模拟一致。     

固体火箭发动机推力偏心分析与试验研究

零部件的设计公差、加工误差和装配误差会使固体火箭发动机产生推力偏心。该文从理论上详细分析了推力偏心产生的原因及其控制方法，重点归纳了零件设计公差、加工误差和装配误差等参数对推力偏心的影响程度及其量值范围。以六分力试验原理为基础建立了合理的试验系统。用该系统对某发动机的自身侧向力数据进行点火测试，试验结果与理论分析较吻合，验证了理论分析的正确性。所得结论对发动机的设计、装配质量和导弹控制研究具有较大指导意义。     

微型航空发动机推力矢量系统建模与控制

以微型航空发动机推力矢量系统为对象,对先进战机缩比验证机的推力矢量系统进行了建模与控制研究。对推力矢量系统建模,采用了机理模型结合试验数据的方法,引入了气动偏角与推力损失系数,对机理模型进行了修正。控制律设计采用改进后的广义最小方差方法,在保证响应速度的同时,相比传统广义最小方差方法降低了对控制参数的敏感性。最后在全工况区间对修正后的推力矢量系统进行了控制律的仿真验证,结果表明:所建立的基于改进广义最小方差控制律在经过修正的推力矢量系统模型上,具有良好的控制效果。     

一种大范围变推力液体火箭发动机控制器的设计及实现

提出一种大范围变推力液体火箭发动机的数字控制方案。首先设计了基于高低压转换方法的电磁阀加速驱动电路，并将μCOS-Ⅱ嵌入式操作系统移植到80C196KC单片机上；其次通过调参加死区补偿的控制方法，实现了发动机推力的大范围调节。半物理仿真结果表明，所设计系统的调节时间小于60ms，稳态误差不大于5％，能够满足系统的控制要求。     

初析分段推力火箭发动机的增程性能

该文用优化设计方法分析了分段推力火箭发动机的增程特性,指出分段推力方案特别适合于射程为30 km以上的中远程野战火箭弹,其增程幅度在20％左右,同时火箭弹的密集度也能得到改善。若保持射程一定,则可相应减少装药量或降低对推进剂的能量指标要求。     

液体火箭发动机热试车的实验研究

为了考核贮存××年的液体火箭发动机的性能 ,进行了液体火箭发动机热试车的研究 .实验采用了NEFF62 0实时全数字采集系统 ,得到了在启动段、平稳段、关机段燃烧室的压力、推力、推进剂流量及压调器、稳定器出口压力等主要参数随时间变化的曲线 .对实验结果分析表明 :3次热试车数据在启动段都具有很好的一致性 ,贮存××年后的发动机仍具有良好的启动特性 ;关机段各参数的特征变化曲线非常接近 ,各参数在得到予令关机信号后都能迅速转入末级工作状态 ,并存在明显的“平台”效应 ,仍然具有良好的运载精度 ;压调器和稳定器都具有很好的调节性能 ,能满足发动机正常工作状态下的要求 .得出的结论对发动机的性能考核、设计、理论研究和数值计算都具有实际意义和参考价值     

吸气式脉冲爆震发动机钝体气动阀的设计与实验研究

在吸气式液体燃料脉冲爆震发动机(PDE)协调工作基础上, 为了保证进气效率、减小阻力、提高爆震性能、增加推力, 设计了一种钝体气动阀。该钝体气动阀的进气道和钝体推力壁直径与爆震管直径相同, 推力壁设置圆柱形凹槽, 在钝体外侧设置环形通道, 钝体与环形通道出口保持合理间隙。实验证明: 不同爆震管直径的钝体气动阀PDE能够协调工作, 其爆震燃烧性能优于旋流气动阀, 在气动阀前方供油的爆震燃烧性能优于后方供油。     

基于体烧蚀模型的后效推力预示方法研究

为了获得固体火箭发动机的高空后效推力,提出了基于气相环境双区体烧蚀模型。考虑粒子侵蚀热效应,将发动机熄火后燃烧室的瞬时压强和温度与绝热层烧蚀放气量进行耦合迭代的后效推力预示方法。根据某固体火箭发动机燃烧室绝热层的结构布局和工作参数,计算得到绝热层的碳化烧蚀率、烧蚀质量损失速率、温度场分布、炭化层孔隙结构和发动机高空后效推力,后效推力曲线与发动机遥测数据包线上限吻合,验证了预示方法的可行性。     

基于微型涡喷发动机的轴对称矢量喷管特性

以微型涡喷发动机为平台进行了收敛型轴对称矢量喷管的数值特性模拟和实验验证。以雷诺时均方程为控制方程,采用SSTk-ω模型研究了在微型涡喷发动机设计状态下轴对称矢量喷管不同几何偏转角下的俯仰推力矢量角特性、推力特性等,并基于该型微型涡喷发动机推力矢量特性实验对仿真模拟结果进行验证和补充。数值模拟和实验的结果表明,喷管出口几何偏转角在0°到20°之间,发动机推力损失较少,且俯仰推力、俯仰推力矢量角与几何偏角具有良好的线性关系。     

双调变推力液体火箭发动机的喷注器结构对燃烧效率及稳定性之影响

针对双调变推力液体火箭发动机研制过程中所使用过的二种不同结构的喷注器 ,在实验的基础上 ,定性地分析了它们对燃烧效率 φc 及稳定性的影响 ,并就双调发动机研制过程中出现的燃烧效率过高及燃烧不稳定现象作了初步探讨。     

环境对发动机工作的影响分析

外界飞行环境复杂多变,它不仅会影响到发动机的推力经济性,还可能影响到发动机的工作安全。本文全面分析了外界环境对发动机工作的影响,其中既包括大气温度,压力,湿度,高度对发动机的推力和经济性的影响。同时还有其他特殊的外界条件如发动机吸入水,发动机积冰,鸟击和风沙天气飞行等条件对发动机安全性、经济性、推力大小的影响,并总结了这些情况在实际飞行中采用的一些防护措施和注意事项。     

航空发动机排气引射器推力性能研究

根据发动机排气引射器流场的特征，建立了引射器内流场和排气系统外流流场的一体化三维数值模拟计算模型,得到了整个流场的基本参数;对引射器出口截面流场进行了理论分析，采用某型发动机引射器的尾流流场实验数据对模型进行了实验验证,理论分析和实验验证结果表明模型建立准确可靠。最后采用微元法,结合得到的流场参数计算了使用不同引射器时发动机的推力大小,并给出了各波瓣引射器相对于引射器1的推力损失情况。     

汽车发动机燃油经济性检测方法

现代汽车发动机电喷汽油（及其他代用燃料）发动机已经取代了化油器式汽油发动机;柴油机也从机械式控制变为电子控制燃油喷射系统。要想准确、稳定地测量现代各种汽车的燃油经济性,就必须首先了解被测试汽车发动机供油系统的结构原理,分析系统内各管道的压力,然后合理地选用不同结构原理的油耗仪,正确地连接油耗仪,才能顺利地、准确地进行汽车油耗测试。