高频脉冲爆震火箭发动机的试验研究

文章采取了一些提高脉冲爆震火箭发动机工作频率的措施,并在脉冲爆震火箭发动机模型上进行了一系列试验研究。试验中对脉冲爆震火箭发动机模型的推力和沿程压力进行了测量,为了提高推力测量的准确性,该研究对推力测量系统进行原位校准。试验结果表明,该模型的工作频率能够达到40 Hz,校准后的推力测量结果接近理论推力。工作频率为35 Hz时,爆震压力峰值超过3.4MPa,该模型校准后的时均推力为43.9 N。工作频率为40 Hz时,爆震压力峰值3.2 MPa,该模型校准后的时均推力为50 N。

高应力水平下T700/MTM46复合材料层合板拉-拉疲劳性能研究

本文研究了T700/MTM46复合材料层合板在高应力水平下的拉-拉疲劳性能。首先开展了层合板静拉伸试验研究,得到了静拉伸强度、模量和破坏应变,各项静力性能指标分散性小,静力破坏模式以小范围内的脆性断裂为主。然后根据得到的静强度确定疲劳应力水平,开展层合板拉-拉疲劳性能试验研究,各应力水平下疲劳寿命分散性大,且并没有随应力水平高低表现出规律性;疲劳破坏模式以分层失效为主,几乎整个工作段长度内都出现了严重的分层现象;疲劳应力水平越高,破坏时刚度下降程度越小,且归一化刚度退化曲线表现出"快-慢-快"三阶段性;疲劳过程中损伤起源于90°层,且在疲劳过程中该层内的损伤扩展最为严重,0°层的损伤出现最晚,但是0°层纤维断裂预示着即将发生灾难性的疲劳破坏。

基于单片机的发动机振动速度、位移和加速度测量方法

本文介绍了一种基于单片机的发动机振动速度、位移和加速度测量方法。该方法首先对发动机的振动传感器信号进行高、低通滤波,然后通过模拟开关将其转化为电压信号,再经过RMS幅值测量元件和压频转换器转变成频率信号,由单片机对频率信号进行计数、计算和显示测量结果。对振动速度进行积分和微分,可得到振动位移和加速度,实测结果表明,该方法可以有效地减少环境因素对电子元件的影响,提高测量精度。

电磁阀式两相脉冲爆震火箭发动机试验

为了提高脉冲爆震火箭发动机的工作频率,设计了一台内径30 mm,长度1 000 mm的电磁阀式脉冲爆震火箭发动机模型.脉冲爆震火箭发动机模型采用航空煤油为燃料,压缩氧气为氧化剂,压缩氮气为隔离气体,通过选用高速大流量电磁阀,加热燃料,安装Shchelkin螺旋等方法,使得该模型能够在20－30 Hz频率下多循环稳定工作.工作频率为30 Hz时,爆震波峰值压力达到2.2 MPa.脉冲爆震火箭发动机的时均推力随着工作频率的提高接近线性增大.

科研反哺教学案例的综合性实验设计:光解水产氢催化剂的制备及评价

作为科研反哺教学的重要路径,将前沿的科研成果引入到本科生实验教学当中已成为高校实验课程改革的趋势之一。本项目利用热缩聚法制备了一种光催化剂石墨相氮化碳(g-C_3N_4),并应用于光解水产氢,考察了不同原料及钴(Co)掺杂对光解水产氢活性的影响。通过本实验,使学生理解光解水产氢的基本原理,掌握热缩聚法制备催化剂的方法,学习气相色谱、X-射线衍射仪的操作和谱图分析。同时引导学生了解“绿色能源”的前沿知识,树立绿色意识,培养学生运用所学知识全面解决问题的实践创新能力和动手能力。

脉冲爆震火箭发动机引射模态的实验研究

采用航空煤油和氧气作为推进剂,对脉冲爆震火箭发动机(PDRE)引射模态进行了实验研究。研究的引射器参数包括引射器与PDRE的直径比、引射器的长径比以及引射器相对位置。结果表明引射器与PDRE直径比和引射器的长径比较大时有更好的增推效果。在引射器与爆震管重叠距离为1.5倍爆震管直径时,4种尺寸引射器均获得最大增推效果,其中最大推力增益为22%。

等离子体射流点火器点火特性的实验研究

为获得直流电弧等离子体射流点火器的点火特性,在实验燃烧段中进行了丙烷/空气混合气的点火实验,并与常规电火花点火器进行了对比。研究了2种点火方式下可燃混合气的点火过程,燃烧温度随时间的变化,点火延迟时间随可燃混合气余气系数的变化。实验结果表明:等离子体射流点火时,可燃混合气的燃烧温度上升速率大于电火花点火的,但2种点火方式下的稳定燃烧温度均为1 053K;等离子体射流点火延迟时间小于电火花点火的。

横向槽横向宽度对气膜孔冷却性能影响的数值研究

采用数值模拟的方法,研究带横向槽的气膜孔冷却结构槽横向宽度对气膜孔下游平均冷却效率的影响规律。对通过气膜孔次流的流场、垂直于主流截面上的局部速度矢量和温度分布、近壁面的冷却效果和气膜孔下游平均冷却效率进行了分析,发现槽横向宽度越小,气膜孔对冷流的束缚作用越强,使冷流以较大动量从孔中喷射出,导致冷流的贴壁性较差,气膜孔下游的平均冷却效率越低;槽横向宽度越大,冷流在气膜孔出口处有一定的膨胀,减小了其向上喷射的动量,使冷流的贴壁性更好,气膜孔下游的平均冷却效率也越高。

基于粗糙集的老龄飞机金属结构安全性评估方法

针对我国飞机老龄化日益严重的问题,研究了老龄飞机金属结构安全性评估方法。首先根据老龄飞机的结构特点及使用规律,分别从外载荷、腐蚀环境及使用维护等3个方面,分析建立了老龄飞机金属结构安全性评估的指标体系,总结出15项评估指标;然后利用粗糙集理论及信息熵算法计算了各指标的权重,并建立了安全性评估模型;最后以某型飞机为例进行了分析。结果表明该评估方法基本可以涵盖老龄飞机安全性评估的要素,体现飞机安全性状况;所设定的属性值离散化节点可以较好地反映各影响因素的特性,相比常用的专家打分法更加客观,对老龄飞机的安全性评估可以取得较好的效果。

激光冲击钛合金薄壁件动态响应及残余拉应力形成机制

为探究激光冲击薄壁件时残余拉应力的形成机制,利用ABAQUS软件对0.5mm钛合金薄壁件激光冲击条件下的冲击波作用规律和材料动态响应规律展开研究。结果表明,冲击波在薄壁件内反射时交替形成高数值拉伸波和压缩波,在压缩波和拉伸波的耦合作用下应力分布混乱并呈现"多峰"特点,形成了峰值为426 MPa、厚度达0.125mm的拉应力层,且最大残余拉应力位于表面处。基于冲击波反射规律揭示了薄壁件中残余拉应力的形成机制,并通过增加试件厚度以降低反射拉伸波强度发现5mm厚试件内最大残余拉应力仅为70 MPa,且表面处的拉应力转化为了压应力,从而提出了通过导波等方式控制应力波反射强度的薄壁件残余应力调控方法。

两相脉冲爆震火箭发动机性能实验

为了获得脉冲爆震火箭发动机(PDRE)的性能参数,采用液态煤油为燃料、氧气为氧化剂、压缩氮气为隔离气体,进行了一系列多循环爆震实验。使用孔板流量计测量煤油流量,使用集气法测量氧气流量,使用动态压电式压力传感器测量了爆震室轴向的沿程压力,使用火焰温度及水蒸气浓度红外光谱测量仪测量爆震管出口平面的尾焰温度,使用动态压电式推力传感器测量PDRE所产生的瞬时推力。实验获得PDRE不同频率下的平均推力和比冲。实验结果表明:爆震压力和温度随着工作频率的变化而有所变化,填充系数对于PDRE比冲大小有着显著影响。采用爆震室部分填充的策略,可以显著地提高发动机比冲。

基于DSP内置ADC的频率测量系统设计

提出了利用数字信号处理器TMS320F2812内置ADC进行频率测量的设计方案,并进行了具体设计;该系统充分利用了该型芯片的ADC模块的特点,通过高频的ADC采样模拟出计数器工作,实现了频率和占空比的测量,并且可工作于多通道模式下;结果表明:这种频率测量系统具有成本低、高速、等精度等特点,应用前景广阔。

激波聚焦起爆脉冲爆震发动机性能分析

为研究激波起爆脉冲爆震发动机的性能,建立了其性能计算的简化模型和计算方法,计算分析了共振腔直径为90 mm时,推力、耗油率等主要性能参数随共振腔进口气流参数条件及飞行条件的变化。计算结果表明,随着共振腔进口气流总压的升高,发动机推力增大,耗油率降低,而随着进口气流总温的升高,发动机推力减小,耗油率降低;随着飞行马赫数的增大,发动机的推力和耗油率增大,而随着飞行高度的升高,发动机的推力和耗油率减小。

介质阻挡放电中氧原子的数值模拟

由于介质阻挡放电具有许多独特的性质,已被广泛地应用于等离子体化学、环境工程及材料表面处理等诸多领域。为了对其进行更好的研究与应用,笔者根据介质阻挡放电中的不同能量传递过程,建立了一个包括电子碰撞激发、离解、电离,吸附和解吸,复合以及中性粒子参与的反应等过程的N2-O2介质阻挡放电化学反应动力学模型,并通过求解Boltzmann方程,得到电子能量分布函数,进而通过计算获得了电子—分子碰撞的反应速率系数。代入速率方程,获得了系统中各组分粒子数浓度随时间的变化规律。结果表明:O、O3以及N2和O2分子激发态的粒子数浓度随时间先增加后减小,最后趋于一定值;O原子粒子数浓度受N2激发态分子的影响较大;O原子粒子数浓度随O2体积分数的降低而增加。

入射激波强度对抛物形凹腔内激波聚焦影响的数值研究

为得到入射激波强度对抛物形凹腔内激波反射聚焦过程的影响,采用结构自适应加密网格和波传播算法,计算马赫数分别为1.1、1.3、1.5、2.0、3.0和4.0的平面入射激波在二维抛物形凹腔内的反射和聚焦过程。计算结果表明:入射激波在凹腔壁面上的反射依次为直接马赫反射、反转马赫反射和过渡规则反射;三波点及马赫干在对称面上的碰撞是形成高能区域的原因;随激波强度增加,在凹腔壁面反射的激波由在聚焦前后都在对称面上反射变为只在聚焦后反射,再到最后不会反射;三波点在壁面上的反射和在对称面上的反射随入射激波马赫数增大,其距离和时间间隔缩小。

混合式脉冲爆震发动机性能分析

针对一种小型涡喷发动机和脉冲爆震发动机（PDE）的混合推进系统,介绍了其结构组成及工作过程,建立了性能计算的简化数学模型,分析了其飞行性能及涡喷发动机效率特性的影响。结果表明,为降低耗油率,提高单位推力,涡喷发动机最佳增压比为5-8,最佳涡轮前燃气温度为1 200-1 300 K;保持PDE进口压力不变,随着飞行马赫数的提高和飞行高度的降低,发动机推力下降,总耗油率升高;随着压气机和涡轮效率的降低,PDE单位推力变化不大,耗油率明显升高。

复合材料电导率对雷击烧蚀损伤程度的影响

根据雷击过程中能量转换关系,建立基于热-电耦合的复合材料雷击烧蚀损伤分析模型,该模型考虑了复合材料电导率随热解度的变化。通过该模型,对比复合材料三个方向电导率多个数量级变化后的雷击烧蚀损伤。结果表明:在相同雷电流参数下,复合材料沿不同方向的电导率变化对雷击烧蚀损伤影响程度不同;沿纤维方向电导率提升,表观损伤面积和损伤深度均下降;垂直于纤维方向电导率提升,表观损伤面积增加,损伤深度下降;沿厚度方向电导率提升,表观损伤面积下降,损伤深度增加;三个方向任一电导率提升,复合材料总体的损伤体积均下降,当各方向上的电导率分别提高1、2、3个数量级,损伤体积影响程度最大的是沿纤维方向变化,分别降低47.83%、75.08%和97.82%,沿厚度方向变化影响程度次之,分别降低36.25%、53.44%、65.54%,垂直于纤维方向影响程度最小,分别降低8.72%、12.58%和24.76%;提高复合材料电导率,能够对雷击防护起到明显作用,对于防雷击效果的全面评估需要二维损伤和三维损伤相结合。

基于TMS320F2812DSP的高精度占空比测量

针对频率信号的占空比测量需求,介绍了以TMS320F2812DSP为核心的高精度频率量占空比测量的方法,包括硬件实现和软件控制策略。充分利用TMS320F2812处理器的外设功能,针对不同的外部输入采用了该芯片的EV(EVA/EVB)模块和A/D模块两种不同的测量方法,达到了对频率量占空比的高精度有效测量。

新型凹入式螺旋结构增爆器的实验研究

本实验以脉冲爆震火箭发动机(简称PDREs)系统为实验平台,以液态航空煤油作为燃料,以压缩氧气作为氧化剂,以压缩氮气作为隔离气,分别对安装三种不同截面形式(半圆形、方形、三角形)的凹入式螺旋结构增爆器以及作为基准的Shchelkin螺旋结构增爆器进行了实验研究。实验结果表明,三种不同截面的凹入式增爆器均能有效强化爆燃向爆震转变(DDT)过程,在长径比为12.17的增爆器中均获得了充分发展的爆震波,实现了成功起爆。在流阻损失方面,半圆形凹入式螺旋结构表现出了最好的性能,其推力比Shchelkin螺旋的基准推力高出12个百分点。在多次实验过程中发现,凹入式螺旋结构比Shchelkin螺旋结构更不易烧蚀,工作可靠性更高。

基于SD卡的发动机参数采集存储系统设计

为了满足航空发动机性能检测的需要,设计了一种基于SD卡的嵌入式数据采集存储系统,使用了高性能DSP处理器TMS320LF2407A作为主处理器。在离线的模式下可以脱离上位机独立工作,将采集到的发动机参数存入Flash和SD卡中双重备份,也可在联机模式下,通过USB口直接将数据传送至上位机进行故障诊断和报警。采用改进型March算法对该系统的SD卡存储性能做了测试,结果表明该系统数据记录准确,数据存储稳定可靠。