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．     

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。     

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     

稳态推力校准气缸自动加载卸载的实现

针对某型号发动机的推力测量要求,分析了目前常用的各种稳态推力校准方法,设计了气缸自动加/卸载的机电一体化的稳态推力校准系统,并实现了校验数据自动处理。     

基于发动机性能在线计算技术的发动机推力闭环控制技术

系统依据飞机管理系统发出的推力需求指令,通过推进系统控制终端将推力需求转化为发动机供油需求从而对发动机供油进行控制,并根据发动机的热力学参数实时进行发动机性能在线计算技术,解算出实时推力修正发动机供油量,实现发动机推力闭环控制.     

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。     

推力矢量技术的应用及影响

本文论述了航空发动机的推力矢量的关键技术、类型,并分析了推力矢量技术的应用及对飞机性能的影响。     

固体火箭发动机磁悬浮试验系统的自适应控制器设计

电磁悬浮技术是一种先进的无接触支撑技术, 其在固体火箭发动机试车架中的应用能够大大提高发动机推力测量的精度.首先介绍了磁悬浮试车架的工作原理及数学模型,然后对自适应PID控制器进行设计并通过基于dSPACE系统的仿真验证了其良好的控制性能.     

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。     

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。     

CVT锥轮推力平衡模型及影响因素研究

为提高无级变速器速比控制的精度与稳定性,研究了主从锥轮推力的关系及其影响因素.采用理论分析与试验验证相结合的方法,建立了主从锥轮推力比的数学模型,通过台架试验验证了模型的正确性,并且,通过台架试验研究了速比、转矩比、输入转矩与主动轮转速平衡推力比的影响.结果表明,平衡推力比与主从锥轮工作包角的比值成比例关系;推力比与速比呈单调递减的关系;同一速比下,输入转矩越大,推力比越大;推力比随转矩比的增大而线性增大,针对同一转矩比,最大转矩值越大,推力比就越小;主动轮转速对推力比的影响可以忽略.本文研究了推力比的平衡机理,为速比的精确控制提供了理论与试验依据.     

三维爆震引射增推性能数值计算及验证

本文对三维圆形爆震室引射增推性能进行了数值模拟和试验验证。应用数值方法对爆震波衰退为激波后的传播、排除过程进行了多循环模拟,分析了三维爆震波非稳态引射流场的变化过程,得到了与文献一致的结果;对多循环爆震引射过程的瞬时推力、冲量以及爆震室出口的质量流量进行了分析研究;引射喷管在不同位置处时对爆震室的推力增量值进行了对比,发现在引射喷管轴向位置X=0mm处时推力增量达到最大值,试验验证了这一结论。     

金属链式无级变速器动力特性的研究

深入研究了金属链式无级变速器传动机理和其锥盘V型结构的轴向加压原理.通过对锥盘夹紧力、推力关系等方面的研究,建立了锥盘动力传动特性的数学模型,仿真出加压机构的理论加载曲线,并进行了相应的动力特性实验,获得推力比相对速比、转矩比变化的规律曲线;同时验证了理论模型与仿真的正确性,并得出速比变化率对汽车的加速具有负的作用,不能完全依靠推力比实现速比的调节,高、低链速下的推力比与速比关系会呈现少许差异等重要结论.研究成果为研制性能可靠的轴向夹紧力控制结构与系统奠定了理论基础.     

民用大涵道比涡扇发动机性能分析

为了更加深入的了解民用大涵道比涡扇发动机的非设计点性能和引起性能参数变化的原因,文章通过模型民用大涵道比涡扇发动机为载体,采用部件法对其建模,然后对该模型进行仿真计算,研究了大涵道比涡扇发动机在给定控制规律下的转速特性、温度特性、速度特性和高度特性。结果表明,保持其他条件不变,增加发动机低压转子转速,耗油率先减小后增加,先减小主要因为单位推力增加,后增加主要由于油气比增加和涵道比减小,推力则不断增大;保持其他飞行条件不变,增加大气温度,在0 m高度尾喷管中的气体都能完全膨胀,由于单位推力变化量较小,内外涵道空气流量减少较多,因此推力减小;研究速度特性时发现,随着飞行速度增加,单位推力减小是使耗油率增大的主要原因,马赫数小于0.8时,单位推力减小主导了推力减小,马赫数大于0.8时,空气流量增加较大最终导致推力增加;研究高度特性,对采取低雷诺数修正的高度特性进行研究;在高度大于11000 m后,耗油率增加主要是由于低雷诺数导致部件效率降低进而引起油气比的升高,就压气机而言,高压压气机效率的下降大于低压压气机。     

水工质微波等离子推力器喷管流场及推力性能研究

采用Delaunay方法生成三角形单元的非结构网格离散计算区域,利用格心有限体积法对水工质微波等离子推力器喷管流场和推力性能进行了数值模拟.揭示了水工质微波等离子推力器喷管的流动规律.研究结果表明:在喷管入口压强为0.35 MPa时,增加工质气体的总温,可以提高推力器的比冲,同时推力的变化很小.在收敛角和扩张角不变的情况下减小喷管喉径,能够略微提高推力器的比冲.而推力器腔体内压强变化很大.保持喷管喉径和出口直径不变,在喷管扩张半角从10°增大到40°的过程中,推力器的比冲和推力先增大后减小;扩张半角为17°时,推力器性能最佳.     

低脉动恒开关频率直线永磁同步电机推力控制

针对直线永磁同步电机直接推力滞环控制在稳态运行时会有明显的推力、磁链和电流脉动产生,从而影响速度的估计,且由于不连续电压矢量的作用,增加了开关的次数,从而带来较强的电磁噪音,造成电损增加等问题,在分析电压空间矢量对推力的直接作用的基础上,提出了一种低脉动恒开关频率的无速度传感器直接推力控制方法。仿真结果表明,与传统方法相比,稳态运行时的磁链、推力脉动得到明显的改善,电流谐波及开关频率明显减少,而且可以根据需要在一定范围内选取不同的开关频率。     

高速水润滑止推轴承的滑移润滑性能研究

建立了多种具有不同滑移区域分布特征的推力瓦数学模型,在考虑流体边界滑移效应、扩展了经典Reynolds方程并设定合理边界条件的基础上,借助MATLAB软件对模型进行数值仿真求解,研究了滑移区域分布方式、面积占比及滑移长度对轴承动压润滑性能的影响。结果表明,在靠近流场入口处沿周向分布滑移区域能显著提升不同转速条件下的推力瓦面承载力;当滑移区域面积占瓦面面积比介于0.3~0.4且滑移长度为1000nm时,轴承推力瓦面具有最优动压润滑性能。     

提高进气道冲压阻力测量精度的方法

为提高发动机飞行推力测量精度,对进气道冲压阻力测量计算方法进行了研究。鉴于进气道测量耙总压静压测点不遵循等环面分布,采用数值插值法获得等环面中心点的总压静压值,计算表明:靠近壁面的实际测点与其对应的等环面中心点之间的总压静压差异明显,总压最大差值为1. 0 kPa,静压最大差值为0. 73 kPa。分析了附面层厚度、分区域计算累加法、全区域计算平均法对流量、流速、冲压阻力的影响,结果表明:附面层造成的空气流量最大误差值可达1. 94 kg/s,差异较明显;采用分区域计算累加法与采用全区域总压静压平均值计算的空气流量差异小。采用分区域计算累加法与采用全区域总压静压平均值计算的冲压阻力最大差值仅为0. 09 kN,差异很小,两种方法在推力直接确定中都具有应用价值。     

燃气机热泵系统的制冷性能

对燃气发动机驱动的空气．水热泵系统进行了制冷性能的实验研究．在充分回收发动机余热的情况下,在大范围工况下对影响系统性能的几个重要因素即蒸发器进水温度、蒸发器进水流量、燃气发动机转速以及环境温度等进行了实验研究．结果表明：环境温度31．2℃,蒸发器进水温度由12℃升高到23℃时,室内侧制冷量增加20．4％,系统一次能源利用率提高13.2％;另一方面,当发动机转速由1300dmin升高到190Cr／min时,系统一次能源利用率先增加15．2％,而后降低7．5％,在1600r／min出现峰值．最后获得燃气机热泵系统制冷的最优工况．