脉冲爆震发动机模型机平均推力特性计算与实验研究

针对如何确定脉冲爆震发动机平均推力的问题,介绍了体积比冲估算法、推力壁压力曲线积分法和弹簧-质量-阻尼系统法的计算与测量原理。建立了PDE模型机推力测试台架系统。同时采用推力壁压力曲线积分法和弹簧-质量-阻尼系统法对一PDE模型机在不同频率多循环工况下的平均推力特性进行实验研究。对比分析了体积比冲估算法、推力壁压力曲线积分法和弹簧-质量-阻尼系统法所获得的PDE模型机平均推力计算值与实验值,发现:PDE模型机的平均推力随工作频率的升高基本上呈线性增加;同一工作频率下,采用体积比冲估算法得到的平均推力最大,推力壁压力曲线积分法次之,弹簧-质量-阻尼系统法最小;PDE模型机平均推力应处于推力壁压力曲线积分法与弹簧-质量-阻尼系统法所测推力之间。

两串列扑翼的相位差对平均推力影响机理的实验研究

在一个低雷诺数的循环水洞中,实验研究了前后翅翼之间的相位差对两串列扑翼平均推力的影响.利用一个三分量的Kistler压力传感器来测量扑翼的瞬时力;利用一个数字粒子测速仪系统(TSI DPIV)来测量扑翼的前缘涡以及其周围的流场.当相位差从0?增加到360?,前翅的平均推力随着相位差正弦变化;前翅平均推力的增加是由于后翅的前缘涡和滞止区域增加了前翅的有效攻角.后翅平均推力曲线有一个明显的V字形低谷.低谷处较小的平均推力是由于前翅的脱落涡抑制了后翅前缘涡的形成并且减小了其有效攻角.当间距为0.5倍弦长相位差约为290?时,前后翅翼平均推力系数的合值能达到最大值0.667,明显大于两倍的单翼平均推力系数(2×0.255).

串列扑翼间前缘涡在不同间距下对平均推力的影响

利用压力传感器测量扑翼的瞬时力,利用数字粒子测速仪(digital particle image velocimetry,DPIV)系统测量扑翼的前缘涡以及周围的流场,来揭示前缘涡在不同间距下对扑翼平均推力的影响.实验在一个低Reynolds数循环水洞中进行,两串列扑翼均做二维正弦平动.在固定的相位差下,当间距增加时,后翅前缘涡对前翅的影响具有相似性,均提高或者均降低前翅的平均推力.前翅平均推力的提高是由于后翅的前缘涡提高了前翅尾部的射流速度以及有效攻角.随着间距的增加,后翅前缘涡对前翅的影响急剧下降,使得前翅的平均推力快速接近于单翼值.在固定的相位差下,当间距增加时,前翅的脱落涡对后翅的影响变化非常大,后翅的平均推力可能先升高后降低,这是因为间距改变了前翅脱落涡作用于后翅的时间点.当前翅脱落涡遇到后翅,并且和后翅的前缘涡有相同的旋转方向时,前翅的脱落涡会抑制后翅前缘涡的形成,并且后翅的有效攻角减小,其平均推力降低.如果这两个涡的旋转方向相反,那么后翅有效攻角就会增大,平均推力值就会提高.

混合室结构对PDE平均推力影响研究

采用推力壁压力积分法和推力传感器测量法对采用3种不同混合室结构的PDE平均推力进行了试验研究。结果显示,相同工况下,推力壁压力积分法得到的平均推力比推力传感器测量值大。随着工作频率的提高,推力传感器测量值与推力壁压力积分值的比值逐渐增加。现有试验工况下,各种混合室下的推力传感器测量值相差不大,混合室2略大于混合室3,而推力壁压力积分值有较大差异,混合室3的推力壁压力积分值显著大于混合室1和2。

微推进器推力测试技术

对近年来微推进器(Micro thruster)的推力测试技术和手段进行了较全面的综述,并对几种典型进行单脉冲冲量、平均推力等参数测量的推力测试系统和手段进行描述,分析各自的特点.文中对微推力测试过程中的细节进行了初步探讨.为未来微推进器推力测试和研究提供有益参考.

脉冲等离子体推力器微推力测试技术的述评

对脉冲等离子体推力器(PPT)的微推力测试技术,并对几种典型的进行单脉冲冲量、平均推力等参数测量的推力测试系统和手段进行了描述和分析,对PPT微推力测试过程的细节进行了初步探讨,可为PPT微推力测试和研究提供有益参考。

直线磁场调制电机推力特性关键参数分析

直线磁场调制电机由于材料成本受行程长度影响较小,适合于长行程应用场合。为获得更好的推力特性,本文从理论研究入手,分析了直线磁场调制电机推力的解析公式,进而确定气隙磁密谐波含量影响推力特性。为了提高气隙磁密的正弦度,电机采用Halbach永磁阵列,相比于传统法向充磁直线磁场调制电机平均推力提高18%,但推力波动率也增大了3.4%。为了尽量降低推力波动,利用有限元法对Halbach永磁体结构、电枢齿靴宽度、调磁块的尺寸和形状等结构参数进行参数化分析与改进设计。最终平均推力为783N,相比于传统法向直线磁场调制电机平均推力提高了44.5%,推力波动率从16.1%降低到8.3%。

点火能量对脉冲爆震发动机性能的影响

针对以汽油-空气为推进剂的吸气式脉冲爆震发动机,研究了点火能量及工作频率对发动机点火-起爆时间和发动机推进性能的影响。结果显示,随着点火能量的提高,点火-起爆时间逐渐减小,脉冲爆震发动机平均推力逐渐增加。随着发动机工作频率的提高,点火-起爆时间也逐渐减小,发动机稳定工作的最佳油气当量比减小,发动机平均推力接近线性增加;但是点火能量对发动机点火-起爆时间的影响随着工作频率的提高而有所降低。

脉冲爆震发动机引射器的实验研究

实验采用汽油为燃料,压缩空气为氧化剂,对多循环脉冲爆震发动机(PDE)引射器的性能参数进行了实验研究。研究的特性参数包括引射器的冲量、平均推力和引射空气量。实验结果表明引射系统可以利用排出爆震管的强激波所储存的能量使爆震管单独产生的平均推力增加,平均推力增益最高可达38%。爆震频率越高,引射空气量越大,当爆震频率为35Hz时引射比达4.62。

激光垂直推进飞行试验设计方法

在激光单脉冲能量特性分析基础上,通过光船运动过程中的受力分析,提出了最小单脉冲能量、最小平均推力和最小冲量的设计方法,提出了光船垂直推进的运动方程以及光船速度和位移的计算方法,计算了空气阻力、摩擦阻力、光船质量等主要因素对飞行速度、平均推力等的影响。定量研究结果表明:空气阻力的影响可以忽略不计;摩擦阻力越大,飞行速度越小;光船质量越大,完成飞行任务所需的最小单脉冲能量越大。

变截面脉冲爆震火箭发动机实验研究

在8Hz频率下,以煤油为燃料,氧气为氧化剂,当量比为1.0的条件下,进行了变截面脉冲爆震火箭发动机的实验研究,其中包括等截面发动机,扩张型发动机,收敛型发动机,扩张-收敛型以及收敛-扩张型发动机。总结出了发动机横截面积变化影响爆震波传播的一些规律,得到了横截面积变化对发动机平均推力的影响。

带收敛喷管脉冲爆轰发动机的性能分析

为了研究带收敛喷管的脉冲爆轰发动机PDE(Pulse Detonation Engine)的推力性能,建立了一维欧拉方程,应用CE/SE方法数值求解.计算分析发现,收敛喷管对脉冲爆轰发动机的内流场产生了重要影响;当喷管收敛角度小于8°时,带收敛喷管的脉冲爆轰发动机的冲量和平均推力比不带喷管时大;带小收敛角度喷管的PDE,其平均推力随喷管长度增加而增大;带大收敛角度的PDE的平均推力随喷管长度增加先增大后减小.研究结果对PDE喷管的设计具有理论指导和参考作用.

进气系统对无阀脉冲爆震发动机性能影响试验研究

模拟亚声速自由来流,以汽油和空气为推进剂,对吸气式PDE模型机进行了地面多循环爆震试验,研究了6种进气系统下PDE模型机的多循环爆震性能和推进性能。试验结果显示,不论采用何种进气系统,均能以低于50mJ的点火能量实现模型机的多循环单级起爆,且PDE平均推力均随着工作频率的增加而增加;来流喷口和进气道进口面积较小时增加速率较快。随着环缝堵塞比的增加,PDE的平均推力有所降低。

直连式脉冲爆震发动机性能试验研究

为了掌握脉冲爆震发动机起爆和推进性能,基于汽油/空气脉冲爆震发动机模型机直连试验,开展不同工作频率下的起爆和推进性能试验研究。结果表明:模型机能在0～35Hz范围内快速起爆、稳定工作,爆燃向爆震转变距离约0.9m。随着工作频率的提高,平均推力成线形增大,但平均推力增加的斜率随着频率的升高有所降低。随着频率提高,体积比冲和混合物比冲均逐渐增加,趋势类似;频率25Hz时的体积比冲和混合物比冲最高。燃油比冲随着频率提高显著增加,单位燃油消耗率则逐渐降低;频率超过25Hz时,燃油比冲和单位燃油消耗率变化不大。

直线磁场调制电机功率因数优化设计

为提高直线磁场调制电机功率因数,通过推导直线磁场调制电机气隙磁通密度、功率因数的解析公式,研究各个结构参数对电机功率因数的影响.确定了永磁体分布、齿靴宽度、调磁块形状和尺寸等参数为主要优化变量.在利用Ansys Maxwell软件对直线磁场调制电机进行参数化有限元仿真的基础上,建立了关于电机平均推力和功率因数的多项式响应面模型.采用Box-Behnken方法对电机进行优化设计,优化后的直线磁场调制电机功率因数从0.497上升到0.720,提高了约44.9%.

吸气式PDE点火室引入氧气的试验研究

为了改善吸气式脉冲爆轰发动机的爆轰效果,在发动机的点火室内引入了氧气,并开展了系列试验研究,研究结果表明,点火室内引入氧气,提高了吸气式PDE的爆轰波压力与传播速度,缩短了点火起爆的时间,增加了发动机的平均推力,简化了发动机内的强化燃烧装置。与纯空气状况相比,爆轰波压力最大增加了1.28倍、爆轰波传播速度与发动机平均推力的最大增幅分别为69.57%和62.84%,点火起爆时间则相应减少了36.47%。点火室引入的氧气量存在临界值,小于临界值时随着引入氧气量的提高,发动机爆轰效果的改善越显著;大于临界值时,发动机会形成连续燃烧。

Halbach圆筒型永磁直线同步电机永磁体用量优化研究

本文提出一种减小径向充磁永磁体厚度的Halbach圆筒型永磁直线同步电机结构,在不降低平均推力的情况下减少永磁体用量,从而降低成本。首先,通过磁路法计算得到直线电机气隙磁密公式,分析了永磁体相关尺寸与气隙磁密的关系。应用有限元方法分析了电机分割比λ、径向充磁永磁体厚度Pr和径向充磁永磁体长度mr变化对电机气隙磁密、平均推力以及永磁体用量的影响。以最大平均推力为目标确定了电机尺寸,比较了传统Halbach TPMLSM与减小径向充磁永磁体厚度的Halbach TPMLSM的气隙磁密和推力。结果表明,减小径向充磁永磁体厚度的Halbach TPMLSM比传统Halbach TPMLSM永磁体用量降低了15.27%,平均推力提高1.07%。最后,通过样机测试对仿真分析进行验证。

H—I运载火箭固体助推器地面点火试验成功

日本于1988年4月15日在种子岛宇宙中心竹琦固体火箭试验站对 H-I 火箭的固体助推器进行了点火试验,达到了预期的效果。H-I 火箭的固体助推器全长为23.4m,直径为1.8m,总质量为70t,使用端羟基聚丁二烯复合固体推进剂(其中百分组成为:HTPB14％、Al18％、AP68％)。助推器安装在弹体两侧,每侧一个,与第一级主发动机同时点火,燃烧约95s 后分离脱落。该助推器由4段构成,各段采用螺栓法兰接头连接,采用柔性喷管进行推力方向控制,摆角最大可达5°。该助推器的平均推力约为160t(海平面),真空比冲约为2657.6 N·S/kg。它是仅次于美国航天飞机和大力神导弹所用助推器的一种固体助推器。

波浪滑翔器拍动水翼非稳态下水动力性能计算

波浪滑翔器的水动力性能主要取决于其拍动水翼的设计。在推进效率不变的情况下,采用动网格方法,基于RANS方程与标准的湍流模型,应用ICEM CFD软件和FLUENT软件,分别研究了翼型为NACA0008、NACA0012与NACA0016的拍动水翼的水动力性能,筛选出NACA0012翼型的水动力性能最佳。从工况角度入手,研究了NACA0012翼型拍动水翼的最大转动角度、波浪来流速度、波长及波高对拍动水翼平均推力的影响,定量评估了不同工况下的水动力性能。结果表明:当波浪滑翔器推进效率不变时,在非稳态条件下,翼型为NACA0012的拍动水翼的平均推力较大,水翼的水动力性能较好。