微小型发动机涡轮气动设计研究

通过详细分析小型发动机涡轮部件工作环境特点和设计要求,总结了小型发动机涡轮的气动设计准则,探讨了微小型发动机设计思路和方法,并在此基础上,成功设计出了一台满足总体性能要求的推力为100daN量级的微小发动机涡轮部件。通过对涡轮地面设计点进行三维数值模拟和不同转速特性线的计算发现,该涡轮不但在设计点处有较高的效率,在各转速下的工作点都能保持较高的效率。

微小型发动机柱塞温度场和热变形的三维有限元数值模拟

对微型无人机用排气量在1ml以下的微小型发动机的柱塞组件进行了三维有限元热分析,并以0.33ml微小型机为例进行了实际计算,用热成像和易熔合金法进行了相关实验。根据实验数据利用反推法提高了模型精度,获得了微小型发动机的温度场和热变形的较准确结果。分析表明,排气系统等结构设计使柱塞的温度场和热变形轴向不对称,但差别很小;球铰的温度高,热应力大,容易发生失效。柱塞裙部轴向温度和变形呈指数分布,变形后形线内凹。高转速的强制冷却效果以及比表面积大的体积效应减少了热负荷,同时降低了热效率。本文建立的分析方法对1ml以下的微小型发动机具有通用性。

散热片结构参数对微小型发动机缸体温度场影响研究

微小型发动机,因其结构简单、工作可靠、效率高等优势,广泛应用于农用机械、摩托车等设备中,尤其是割草机、链锯产品。针对实际使用的微型发动机缸体进行三维建模,运用稳态温度场有限元分析方法,对发动机缸体额定转速情况下的稳态温度场进行了模拟计算,得到发动机缸体散热片温度分布较高关键部位。针对关键部位散热片建立简化模型,研究散热片间距、数量、厚度等主要结构参数对发动机缸体温度场数值的影响规律。研究结果对于优化微小型发动机缸体结构设计参数以及提高微小型发动机缸体散热性能具有理论指导意义。

微小型发动机气缸温度场及热变形的三维有限元分析

为了计算微小型发动机的热负荷,提出了对其气缸体进行热分析的方法。通过理论计算确定热边界条件,建立三维有限元模型对温度场进行数值计算;利用热成像和红外技术测量气缸温度场,以试验数据和计算数值之差为依据反推得到准确的温度场,并在此基础上计算气缸热变形。以排气量为0.33cm3的微小型发动机为例计算其热负荷,分析结果表明:排气窗口使得气缸温度场和热变形发生非轴对称性突变;由于高转速的强冷却效果,11000r/min时温度和变形达到最大值;高速冷却气流和大的散热面积与容积之比提供了良好的冷却效果,同时也降低了热效率。

微小型固体火箭发动机点火效率影响研究

针对微小型固体火箭发动机点火过程出现的未点燃、点火延时过长等问题进行了理论与试验研究,得到了微小型固体火箭发动机篓式点火器结构的点火药量计算改进公式。研究结果表明,对于微小型固体火箭发动机,点火效率明显偏低于常规发动机,在应用常规点火药量计算公式时,应考虑效率影响因素;另外,对于相同的点火药量,环状药片式结构优于药粒式结构。

WWP20微小型涡喷发动机研制成功

北京航空航天大学能源与动力工程学院微小型发动机及分布式能源实验室自主开发研制成功WWP20微小型涡喷发动机．其各项指标均达到甚至超过了预定目标。WWP20微小型涡喷发动机具有自主知识产权，它的研制成功．标志着北航微小型涡喷发动机研制水平迈上了一个新台阶。该发动机将在航空及民用航模等领域得到广泛应用。

微小型气液两相脉冲爆轰发动机试验研究与数值模拟

为探索微小型脉冲爆轰发动机(Small-scale pulse detonation engine,SPDE)的工作特性,采用试验和数值模拟相结合的方式对SPDE进行了研究。设计了一台内径30 mm、总长900mm的火箭式气液两相SPDE。试验以汽油为燃料,研究了在不同点火频率下SPDE的工作情况。试验结果表明,SPDE能在1040 Hz频率下多循环稳定工作,爆轰波平均压力在23 MPa之间;随着频率的提高,峰值压力和平均压力均有所降低。数值计算采用二维守恒元/求解元方法(CE/SE)模拟了爆轰波在气液两相SPDE内的传播特性,计算结果与试验结果符合较好。研究结果对SPDE的雾化、掺混以及高频率的实现具有重要意义。

微小型双组元姿控发动机技术研究

高性能微小型液体双组元姿控发动机具有冲量小、响应快、质量轻、尺寸小等特点,可为微小卫星等航天器实现在轨精确姿态控制,延长在轨工作寿命以及轻小型化等方面的应用提供技术基础。本文以5 N微小型双组元液体火箭发动机为例,从微小型喷注器设计、微小型阀门设计、微小尺寸构件成型技术、热相容设计等方面,详细介绍了上海空间推进研究所在微小型双组元发动机设计及制备方面取得的进展和成果,提出了该项目的后续研制计划。

微小型涡轮发动机燃油控制器解析

微小型涡轮发动机具有结构简单、重量轻、体积小、研制成本低等优点,在国内相关行业引起广泛关注,一款发动机的研制不但取决于发动机的性能指标,更离不开发动机的燃油控制部分。文章以微小型涡轮发动机燃油系统控制过程为例,采用微处理器控制器使发动机的性能控制在软件限制范围内,达到燃油控制逻辑要求,通过对微小型涡轮发动机控制原理、工作过程、单片机特性、压力测量、燃油量逻辑性控制分析等的详细介绍,以期为研发人员进行微小型涡轮发动机燃油控制工作的研究提供参考。

微小“T”型蒸发管蒸发率实验

研究了微小尺寸"T"型蒸发管燃油蒸发率在不同工况下的变化规律.实验中蒸发管入口空气常压.实验研究了气油比、蒸发管入口空气温度、蒸发管壁温度和蒸发管入口空气流速对蒸发率的影响.试验结果表明,气油比、蒸发管入口空气温度和蒸发管壁温是影响蒸发率的主要因素.蒸发管入口空气流速对蒸发率的影响较小.该蒸发管在管壁和进口空气同时加温,并且气油比大于4.5的条件下,蒸发率接近100%,蒸发效果好.

微小型航空发动机滚动轴承复合润滑冷却技术

通过CFD(计算流体动力学)分析,研究了调节喷入轴承腔内的混合油流量对腔内压力、气液两相分布规律的影响以及油气比的变化对轴承润滑冷却效果的影响.结果表明:混合油流量增大时,油气比增大,但轴承腔内压力分布规律基本不变,滚珠和保持架上受力不均效果增加;气液两相在轴承腔上游分布不均匀,滚珠位置对分布有影响;滚珠和保持架上油膜厚度分布不均,混合油流量的增加并不代表润滑效果的提升;混合油的冷却作用大于空气,油气比增大时可以增强轴承的冷却效果.

弹用微小型涡轮发动机的发展及关键技术分析

为探索微小型涡轮发动机发展途径,对国际上20~550kgf推力级范围内的先进导弹动力系统进行了综述。结合导弹总体的发展应用需求,对适用于弹用微小型涡轮发动机未来发展的关键技术进行了分析。通过分析可以看出,为实现弹用微小型涡轮发动机宽推力型谱、高推重比、低油耗、低成本的技术指标,着重发展高效压缩系统技术、先进燃烧组织技术、特种材料技术、低成本设计制造技术等关键技术势在必行。

CAUSALITY DIAGRAM BASED SAFETY ANALYSIS OF MICRO TURBOJET ENGINE

An improved safety analysis based on the causality diagram for the complex system of micro aero-engines is presented.The study is examined by using the causality diagram in analytical failure cases due to rupture or pentration in the receiver of micro turbojet engine casing,and the comparisons are also made with the results from the traditional fault tree analysis.Experimental results show two main advantages：（1）Quantitative analysis which is more reliable for the failure analysis in jet engines can be produced by the causality diagram analysis;（2）Graphical representation of causality diagram is easier to apply in real test cases and more effective for the safety assessment.