柔性喷管六自由度真实摆角测量系统研制

通过对发动机柔性喷管推力矢量控制伺服系统动态特性进行了研究,研制了一种能够真实反映柔性喷管在全轴摆动状态下的动态特性的试验系统。两组角位移传感器输出轴通过十字型构件组合在一起,正交配制,线位移传感器则和十字型构件上固定的一组角位移传感器输出轴联结在一起,组成极坐标传感器,可以准确实时获得柔性喷管在全轴摆动过程中的六自由度数据。该真摆角测量系统能够用于测量固体发动机柔性喷管空间摆角、摆心变化量及推力矢量控制伺服系统性能特性,具有广阔的应用前景和良好的经济价值。     

490N长喷管发动机轴向推力测量系统精度分析

文中介绍490N长喷管发动机的轴向推力测量系统。主要介绍了该测量系统的结构组成,校准及实验时系统的工作原理;讨论了发动机工作时压强、流量等影响测量精度的外在因素及消除影响的方法;详细分析了该系统试验前的校准数据及实验后测量数据。并根据真空环境得出系统的测量精度,最终确定该推力测量系统满足490N长喷管发动机轴向推力测量精度的要求。     

短特型喷管三维型面气动优化设计

以某型冲压发动机的喷管为研究对象,为进一步提高发动机的推力,采用双圆弧法建立了短特型喷管的物理模型.以发动机推力为优化目标,利用自动优化平台,集成了参数化建模和喷管流场数值模拟,并运用ASA和SQP组合优化策略对喷管的内型面进行气动优化,优化后,发动机轴向推力提高了1.16%,从而改善了冲压发动机的性能.对优化前后喷管的扩张损失进行了比较和验证,证明优化结果是可信的.优化结果表明:通过对喷管型面进行组合优化可以提高发动机的推力,这种方法十分有效,能够快速获得最优解,可用于喷管的优化设计.     

球型收敛段矢量喷管建模与仿真研究

研究球型收敛段矢量喷管的优化设计问题。由于球型收敛段矢量喷管对矢量特性的要求较高,但是过分强调喷管的矢量会引起推力的下降,由于存在推力与矢量角折中选择方面的难题。为了解决以上问题,通过数值仿真的方法,借助于计算流体动力学软件,分别对不同喉部宽高比和不同矢量偏转角的球型收敛段矢量喷管进行了数值仿真,并分析了喷管内外流场的特性,又研究了压比和来流马赫数对喷管矢量特性的影响规律。仿真结果表明,喉部宽高比和矢量偏转角等结构上的变化对喷管推力等内性能造成的损失很小,说明球型收敛段矢量喷管是一种高效的矢量喷管。     

提高航空发动机推力测量精度的途径

推力是评价航空发动机性能的一项重要指标。它的大小关系到飞机飞行的速度以及其它性能。因此,几十年来,国内外都在努力提高发动机推力测量的精度。这里所讲的发动机推力测量精度,是指在海平面试车的条件下测量发动机推力的精确程度。在喷气发动机刚刚问世的时候,推力测量精度约为最大推力值的1%,而目前实际使用的航空发动机推力测量的精度却达到了最大推力值的0.2～0.25%。是采取了什么样的措施和途径来达到这个高精度的呢?根据对国内外试车台实践经验的了解和分析,我以为,主要有以下几个方面。     

旋转固体发动机燃烧室-喷管两相流数值仿真

针对旋转引起的固体发动机内弹道性能和热防护性能变化影响发动机推力性能,从旋转对发动机内部燃气流动影响出发,用Reynolds时均N-S方程、Reynolds应力方程湍流模型(RSM)和颗粒随机轨道模型,在FLUENT软件上对不同旋转转速的固体发动机燃烧室-喷管内气-固两相流动进行了一体化数值仿真,比较了有无旋转两种状态下的流场结构,研究了转速对流场结构和发动机热结构的影响,并进一步研究了发动机的工作特性.仿真结果表明,发动机旋转使燃烧室内部流场结构发生显著变化,流场结构呈组合涡形式,粒子严重偏离发动机对称轴,导致燃烧室压强升高,推进剂燃速增大,发动机工作时间变短,热防护环境恶化,工作性能降低.这些变化随转速的增加呈现加剧趋势.研究结果为发动机设计提供了一定的技术支持.     

W2P1微型涡喷发动机地面试车台推力测量系统

介绍了W2P1微型涡喷发动机地面试车台推力测量系统,包括W2P1发动机试车台架,推力测量系统(推力测力系统、推力校正系统)、液压加载校准装置及其校正方法.试车证明,该发动机试车台推力测量系统结构简单,性能稳定,操作简单方便,精度可达0.1%.     

航空发动机试车台推力仿真技术研究

航空发动机试车准确测量推力问题,航空发动机推力是衡量发动机性能的主要参数.航空发动机试车台推力测量系统复杂,测试环境恶劣,易出现推力测量不准确.为解决上述问题,提出贝叶斯正则化算法的BP神经网络技术和相关性分析建立航空发动机试车台推力模型,进行推力仿真.在发动机试验过程中可实时计算发动机推力,和试车台推力测量系统的测试结果进行对比,判别推力测量系统工作是否正常.仿真结果表明,设计的基于L-M贝叶斯正则化算法的BP神经网仿真模型可准确的计算不同大气条件下和各个工作状态的发动机实际推力.     

大涵道比发动机喷管流量系数数值计算与分析

为了对比外界气体流动因素对大涵道比发动机喷管流量系数的影响,通过数值计算的方法分析了某型大涵道比发动机内、外涵喷管的流量特性,外涵喷管对内涵喷管流量系数的影响和外流马赫数对外涵喷管流量系数的影响,为发动机飞行试验提供数据支持。提出对大涵道比发动机物理模型进行仿真,计算结果表明,在内涵喷管压比NPRcor较小时,外涵喷管的流动对内涵喷管的流量系数有明显的影响,随着压比NPRcor的增大,外涵喷管对内涵喷管的流量系数的影响也相应减小;在外涵喷管压比NPRbypass较小时,外流马赫数对外涵喷管的流量系数的影响较为明显,随着NPRbypass的增大,影响也相应减小。     

W^2PI微型涡喷发动机地面试车台推力测量系统

介绍了Ｗ＾２ＰＩ微型涡喷发动机地面试车台推力测量系统,包括Ｗ＾２ＰＩ发动机试车呆,推力测量系统（推力测力系统、推力校正系统）、液压加载 准装置及其校正方法。试车证明,该发动机试车台推力测量系统结构简单,性能稳定、操作简单方便,精度可达０．１％。     

面向飞行仿真的涡扇发动机转速工程模型研究

通过对涡扇发动机总体性能参数的相互影响机理进行分析,建立了标准大气条件下涡扇发动机转速与飞机的飞行高度、飞行速度、油门杆位置的模型。应用相似性理论建立了适应不同大气条件下的发动机转速模型,并进行仿真分析。通过仿真数据与实际的发动机性能数据比较,结果表明基于总体性能建模方法设计的发动机转速模型的仿真结果与实际数据的误差在0.5%以内,上述方法对仿真精度的提高具有重要参考意义,同时可推广应用于发动机推力、油耗等模型的设计。     

低红外特征涡扇发动机性能参数多目标优化设计方法

为了在发动机设计阶段降低涡扇发动机的红外辐射强度,建立了一种外涵引气冷却排气系统高温壁面的优化技术,开展了带外涵引气冷却的低红外特征涡扇发动机总体性能优化设计方法研究。首先,建立了带外涵引气冷却的涡扇发动机总体性能计算模型,并分析了非加力状态下引气量对发动机性能参数的影响;其次,提出了基于序列二次规划算法的设计参数多目标优化方法,优化的目标包括高单位推力、低单位油耗和低红外辐射强度;最后,基于以上模型和方法,对设计点非加力情况下的涡扇发动机设计参数进行多目标优化。研究结果表明,相较于传统的涡扇发动机设计参数选取,带外涵引气冷却的涡扇发动机具有更低的红外特性,并且经过多目标优化后,带外涵引气冷却的涡扇发动机在兼顾低红外特征的同时具有更优的总体性能。     

Guidance in the main deceleration section during a lunar landing of a spacecraft with an integrated propulsion system

An algorithm is developed for terminal guidance during the main deceleration section of the lunar landing trajectory of a spacecraft with an integrated propulsion system, which has a main engine with variable thrust and four auxiliary nonthrottleable engines. A method of guidance adaptation to the actual motion conditions by measuring the thrust acceleration with jumps in time is proposed.     

脉冲爆震发动机推力测试方法分析与比较

针对脉冲爆震发动机瞬时推力、平均推力测量问题,介绍了直接测量法和间接测量法(包括推力壁压力曲线积分法和抛物摆法)的测量原理及系统构成.分析指出各种测量方法的优缺点及适用范围.提出了弹簧-质量-阻尼系统法,设计了基于该方法的推力测试台架系统,应用该方法对一50 mm内径脉冲爆震发动机的推力进行了测量,得到了合理的结果.对基于不同方法的推力测试台架的结构设计及系统组成提出了建议.     

内燃机水泵能效评价方法探讨

内燃机水泵能效评价指标包括泵效率、总效率和燃油消耗率。泵效率来源于泵类产品的能效评价,其方法来源于GB／T24673—2009小型汽油高速离心泵能效评价体系,不足在于测量输入功率时对样机的损坏,导致装配测量误差增加。总效率来源于潜水电泵能效评价,由于输入功率、油料发热值计算的不确定性,致使计算值与真实值误差。燃油消耗率来源于内燃机能效评价,即JB/T6665轻型柴油机泵能效评价体系,其燃油消耗率计算方法欠妥,为内燃机水泵能效评价留下了严重漏洞。本文通过对集中评价方法计算分析,结合试验数据,从参数敏感程度、参数习惯性、参数曲线差异、标准依据、测试方法科学性、测试参数准确性、环境影响等方面做了较深入的分析探讨,发现采用燃油消耗率法评价内燃机水泵能效最优。     

静叶装配误差对发动机性能影响仿真研究

针对某型轴流压气机装配时高压第11级静子叶片的缘板与机匣之间有时出现的凸出或凹下的装配误差对发动机推力和耗油率产生的影响,应用NUMECA软件对其进行了三维数值模拟.利用发动机性能计算程序计算分析了由此引起的误差对整个压气机和发动机性能的影响,寻求出静子叶片最佳的装配方式.结果表明:静叶凸出和凹下机匣内流道对高压压气机压比影响较小,但均使效率降低,凸出时对发动机推力和耗油率的影响大于凹下时的影响.建议在工厂装配某型时为降低耗油率尽量减小装配误差,尤其应避免凸出的装配方式.     

某型涡扇发动机进口空气流量及附面层的测量与计算

航空发动机的空气流量是发动机的重要性能参数,其测量的准确性对航空发动机的设计具有重要的意义。根据以往的发动机进口空气流量的测量和计算经验,采用新型附面层压力组合耙测量发动机进口流场信息,建立了发动机空气流量计算模型,并使用面积分块和附面层修正的方法得到发动机空气流量。试验结果表明发动机中间状态空气流量测量值与设计值基本一致,附面层对空气流量的影响大约为2%～3%,新型的附面层压力组合耙能够丰富且准确地获得发动机进口流场及其附面层的信息。     

Electrohydraulic thrust vector control of twin rocket engines with position feedback via angular transducers

The thrust vector control (TVC) of rocket engines is used when the aerodynamic surfaces are inadequate to control vehicles or when a greater agility may be required of a missile. Traditionally, in all spacecraft to date actuators used to gimbal the engine have been hydraulic. The subject of this paper is the TVC with gimballed nozzle assembly controlled by an electrohydraulic servosystem, where two linear hydraulic servoactuators gimbal the engine. Each servoactuator is controlled by an electrohydraulic servovalve. The thrust vector direction is a result of the motion of both servoactuators. In this paper the TVC system is treated as a robotic system that allows developing the procedure of solving an inverse kinematics problem as well as the control of the robotic system in the output space instead of in the space of internal dynamics. The position feedback is provided by measuring the direction of the thrust vector, instead of measuring the displacements of the servoactuators. A linear model of the servosystem has been developed and simulated. The proposed control concept has experimentally been validated in the TVC test bench.     

基于飞行数据的民机减推力起飞耗油影响因素研究

燃油成本作为民航运营成本的重要组成部分,如何安全有效地降低油耗是航空公司关注的焦点之一。研究影响油耗的因素是实施节油的重要理论支撑。在发动机功率最高的起飞阶段使用减推力起飞可有效降低油耗。从实际飞行数据出发,分析减推力起飞过程中油耗与影响因素间的定量关系。对减推力起飞进行机理分析,获得对油耗具有潜在影响的参数。利用灰典型相关分析对飞行数据时间序列进行研究,获得影响因素与油耗之间的定性关系。并选定参数作为模型输入,基于LSTM(Long Short Term Memory)网络建立了误差约为0.48%的油耗模型。利用真实飞行数据基于网络进行灵敏度分析,获得特定影响因素与油耗之间的定量关系。结果表明,逆风情况有利于民机起飞阶段降低油耗,且在风速4.5m/s〖JP2〗附近节油效果最佳;降低总重2%〖KG-*4〗~4%能获得更高的燃油收益,可辅助计算飞机总重的收益。