航空矢量发动机试车台推力校准技术综述

简述了航空矢量发动机试车台推力校准的必要性,介绍了现有涡扇发动机轴向试车台推力测量系统的校准方法,结合矢量推力试车台的结构特点,对矢量推力试车台校准现状、校准步骤进行了分析说明,给出了矢量推力试车台现场校准程序,最后对航空矢量发动机试车台推力校准技术研究进行了展望。     

小推力液体火箭发动机动态推力测试台架设计

推力测试台架是准确测量火箭发动机推力的关键技术之一，但现有的测试台架能够很好兼顾长、短脉冲测试的较少。针对此况，采用传感器陶瓷厚膜技术，设计了100N范围内小推力液体火箭发动机动态推力测试台架，通过热试车试验考核，该台架可兼顾长、短脉冲的测量，在满足稳态精度的同时，具有良好的动态特性，为小推力液体火箭发动机测试台架的设计提供了一种新思路。     

航空发动机室内试车台推力测量及其溯源体系分析

航空发动机推力测量相关影响参数的准确获取是保障台架推力测试准确性的前提。本文通过梳理室内试车台架推力附加阻力气动修正方法中所用到的关键试验参数、航空发动机试验与推力测量相关的常见控制参数、测量工具以及溯源标准及要求,最终形成相对完整的溯源体系,为实际试车工况下发动机推力测量校准技术的研究提供了借鉴。     

应变力传感器性能对于推力测量影响研究

发动机试车台的推力测量由推力测量系统完成,本文对影响发动机试车台的推力测量系统的各个影响因素进行了分析,针对目前试车台广泛采用的力传感器作为研究对象进行研究,通过各种研究方案实现试车台推力测量系统的校准,包含力传感器工作特性、温度试验、抗侧向力试验等,对于推力测量系统性能有了深入了解。     

轻型固体火箭发动机试车台校准技术研究

通过对火箭发动机试车台工作原理及性能的研究,对试车台轴向推力、推力偏心、发动机外壁壁温等参数模块化校准。本文主要介绍轴向推力校准模块、推力偏心校准模块、发动机外壁壁温校准模块,实现试车台多参数的原位校准。     

全机推力试车台推力测量和校准方法

以目前国内唯一可进行发机装机状态下推力测试的试验设备为研究对象,介绍了其全机推力试车台的台架总体结构及飞机装机推力测量方式,重点对推力测量系统及其校准方法进行了详细描述,分析了全机推力测量的影响因素、测量结果修正方法及目前校准方法存在的不足,提出了装机校准、左右平台联合校准、伺服加载校准和原位校准等多种改进措施,提高了全机推力测量系统的校准准确度以及发动机装机推力的测量准确度,对于其他同类设备的校准也具有重要的参考和借鉴价值。     

一种倾斜式中小推力火箭发动机试车架设计

火箭发动机热试车试验需要在试车架上进行,但目前采用的试车架存在占地面积大或结构复杂、建设成本高的问题,不适合中小推力火箭发动机试验。为解决这些问题,该文提出一种操作简易、成本低廉的倾斜式中、小推力火箭发动机试车架设计方案。试车架采用简支框架结构设计,通过强度仿真完善设计方案;根据工程经验,选配性能稳定的推力传感器;采用流体仿真(CFD)模拟试验火箭发动机的燃气羽流场来设计与试车架相匹配的燃气导流槽。在试车架安装调试后,进行火箭发动机热试车试验,结果表明火箭发动机的推力轴线偏差满足指标要求,推力传感器测试正常。     

基于CFD的航空发动机模型试车间设计研究

试车台架实物模型及数值模拟技术研究是深入开展室内航空发动机试车台架推力附加阻力气动修正方法研究的基础,通过试车台架实物模型试验和数值模拟的研究能够掌握更加全面的流场参数,以便深入的研究试车间内气流流动的规律。本次研究内容是在二次流流量对风机系统的推力校准影响下运用数值模拟的方法对标准流量的风机流场进行仿真,确定模型试车间外部集装箱的尺寸,以此来得到不同集装箱尺寸下二次流流量。通过对标准流量及进口速度的要求,来确定集装箱的进口及出口尺寸,为后续模型试车间的设计和试验提供理论基础。     

固体火箭发动机随动推力作用下细长体亚临界试车及动力学失稳临界推力预示

设计了随动推力作用下细长体模拟件试车试验系统,开展固体火箭发动机试车;理论推导了耦合模态频率差?推力关系的多项式,结合亚临界试车数据外推预示失稳临界推力。研究结果表明：理论分析与地面试验结果吻合,只需开展少数几次安全可控的亚临界试车试验,获取系统的振动响应数据,即可准确预测临界推力;亚临界试验验证了随动推力横向分量引起模态间的刚度耦合,对于弯曲振动明显的细长体飞行器,推力对结构的影响应视为随动载荷。     

民用航空发动机150 h持久试验技术

150 h持久试验是型号研制必不可少的试验环节,也是适航条款明确规定的强制要求,深受适航当局的关注。该文对民用航空发动机150 h持久试验试车进行仔细分析和深入研究,针对需求逐层级分解,获取关键技术点,在试验试车过程中结合台架进行适应性改造,落实发动机三红线实现技术、台架推力修正技术以及等效试车谱制定技术,为完成持久试验试车奠定了坚实的技术基础。     

箭橇一体化设计方法研究

本文采用一种新型设计思路进行火箭橇设计,将助推用火箭发动机壳体设计为火箭橇主梁结构,并利用简单整流结构将火箭发动机壳体与火箭橇试验滑靴联结组成火箭橇试验橇体,大幅度降低了火箭橇体质量,减小了火箭橇滑行过程中的空气阻力,有效地提高了火箭橇推重比．此方法研究的火箭橇可以作为高Ma数火箭橇试验平台进行重复使用．     

液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验原理及实现

依据相似理论,研究了高压补燃循环液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验的原理,建立了模拟实验系统,研究了实验方法,进行了某型高压补燃循环液体火箭发动机燃烧室和喷注器的声学特性实验。结果表明:模拟实验技术可行,实验方法正确,模拟实验结果为发动机设计提供了依据。     

某型氢氧火箭发动机射前预冷改进方案试验研究

为了简化射前操作流程,提高火箭发射可靠性,开展了针对某燃气发生器循环氢氧火箭发动机的射前预冷方案改进研究。研究使用了两台真实发动机,在向下倾斜45°的试验台上进行了8次真实介质下的预冷试验,其中6次进行了模拟任务剖面的预冷和点火试验。试验表明,某型氢氧火箭发动机射前预冷由增压预冷改进为大流量自流预冷的方案是可行的,改进后预冷时间能够满足发射流程的要求,可以最大程度上避免液氧供应管路发生"间歇泉"不稳定现象。通过模拟任务剖面进行预冷试验,表明发动机点火前氢、氧系统均能达到预冷好条件,但氧涡轮端轴承后温度比改进前偏高。6次点火试验表明,改进后的射前预冷方案未对发动机点火、起动过程造成明显影响。     

Stepped‐isothermal fatigue analysis of engine piston

Stepped‐isothermal fatigue failure is the main failure mechanism of modern engine pistons under bench reliability test condition. This paper presents a methodology for stepped‐isothermal fatigue analysis of engine pistons, which consists of a fatigue criterion, evaluation of temperature and stress distribution by finite element analysis and the final life prediction. The major character of the methodology is the fatigue definition of engine pistons with respect to engine load change cycle and a damage‐based fatigue criterion accounting for the nonlinear creep–fatigue damage. Taking as an example, the fatigue life of an engine piston was predicted by the proposed analysis procedures. The analysis results showed that the most critical area was located in the throat edge. Moreover, the proposed methodology can give a relatively accurate and reasonable life prediction for an engine piston under the loading condition of bench reliability test, with a benefit of decreasing the needed component's reliability tests and design time.     

大推力氢氧火箭发动机试验噪声治理技术概述

在大推力氢氧火箭发动机试验中,噪声问题越来越突出,有必要对其采取噪声治理措施。总结大推力氢氧火箭发动机噪声治理的难点和影响大推力氢氧火箭发动机噪声治理的因素,介绍大推力氢氧火箭发动机高空模拟试验和地面试验的降噪方法,并对喷水降噪后进一步的噪声治理措施给出建议。     

固体火箭发动机喷管型面的研究进展

固体火箭发动机喷管型面设计直接关系到喷管效率和推力大小,是喷管设计中的重要研究课题。本文从喷管型面设计方法、型面参数优化和喷管流固热耦合分析等方面综述了国内外对固体火箭发动机喷管型面的研究进展。总结出了直接优化方法、特型喷管的设计方法、六次Bézier曲线、双三次样条曲线构造扩张段型线和B-Spline曲线和特征线方法等喷管型面的设计方法,并介绍了计算流体动力学(CFD)和随机优化方法在固体火箭发动机(SRM)设计优化中的运用。分析了固体火箭发动机喷管涉及到的流固热耦合问题,并结合文献介绍了经典CFD算法、CBS有限元算法和格子波尔兹曼在研究流固热耦合问题上的运用。     

数据采集系统在固体火箭发动机试验中的应用

重点介绍 HP VXI总线数据采集系统在固体火箭发动机试验中的应用 ,其中包括数据采集和处理程序 ,及 VXI设备的基本性能调试。并对软件设计思路和相关问题进行了讨论。通过与原有数据采集系统进行试验比较 ,表明该测试系统合乎程序动态试验的技术要求 ,性能优异。     

液体火箭发动机多维力测量装置原位校准技术研究

受试验现场诸多因素的影响,多维力传感器实验室校准系数已不适用于液体火箭发动机试验现场测试使用。针对液体火箭发动机多维力测量装置开展现场原位校准方法研究,对真空环境干扰、管路约束力以及温漂等影响因素进行了分析。结果表明,该方法能有效降低多维力测量装置的不确定度,为多维力测量领域的现场校原位准提供了参考。     

热敏电阻在液体火箭发动机试验中的应用

阐述了目前应用于低温推进剂液体火箭发动机试验的热敏电阻温度传感器的特点，介绍了热敏电阻温度传感器在液体火箭发动机试验中的应用方案，包括信号变换器设计、传感器校准数据处理方法、传感器自热效应分析以及测量系统组成，分析了影响测量不确定度的因素，给出了应用热敏电阻温度传感器的测量不确定度小于0．3K。