激光跟踪仪在上面级发动机总装后精度测量中的应用

介绍了激光跟踪仪的测量原理,提出了一种基于激光跟踪仪测量上面级发动机总装精度测量方案和测量方法,阐述了测量过程中测量点布局、坐标系转换方法。经过实际应用,验证了其可行性,测量数据满足了技术指标要求,提高了上面级发动机总装质量可靠性。

推重比15一级发动机有关总体性能的关键技术和难点分析

本文从发动机总体性能方面分析了推重比 1 5一级发动机设计研制的关键技术及难点。文章首先根据典型飞行任务 ,对推重比 1 5一级加力涡扇发动机的最有利循环参数进行了一体化分析。矢量喷管是先进战斗机的特征 ,本文讨论了实现推力矢量存在的技术难点。降低发动机研制成本和缩短研制周期是发展先进发动机的重要要求。发动机数值仿真技术是解决这些要求的重要途径之一 ,应给予足够重视。发动机状态监视和故障诊断技术可提高发动机工作可靠性并降低直接使用费 ,本文对故障诊断技术的发展和关键技术作了分析。最后对新型发动机的发展 。

泵压式上面级发动机性能精度干扰因素研究

性能精度是液体火箭发动机的一项重要指标,对于上面级发动机性能精度尤其重要。以某型泵压式上面级发动机为研究对象,利用影响分析树的方法识别了发动机生产、测试、性能调整过程中影响性能精度的干扰因素;针对所识别的干扰因素,通过仿真计算,得到了其偏差对发动机推力和混合比的影响。根据统计学原理,推导得到多项干扰因素影响概率的计算模型,并利用小子样样本对计算模型和程序的正确性进行了验证。利用该概率计算模型,根据置信水平要求,确定了多项干扰因素对发动机性能的极限偏差影响。根据发动机性能精度要求,分解得到了单个干扰因素的控制目标。

补燃循环上面级发动机初始驱动参数选取

某补燃循环上面级发动机是我国首台采用起旋氧预压涡轮泵起动方式的液体火箭发动机,其在起动初始阶段的能量匹配过程与现有型号存在较大差异。为使其获得良好的起动性能,需要对该发动机的初始驱动参数进行设计与分析。根据系统特点建立补燃循环上面级发动机起动过程的数学模型,基于MWorks软件,通过数值仿真手段设计初始的起动参数。最后按照设计的参数,对二级泵后煤油的接力能力进行评估。结果表明:预压涡轮氦气驱动流量应选为17.5 g/s,点火剂供应路节流圈流阻系数应选为7.95×10^(12)m^(-4);设计的起动参数能够使二级泵后煤油正常接力,且余量充足。

美国XCOR公司上面级发动机研制取得新进展

航天新闻2014年11月22日报道,XCOR航天公司宣布：该公司为美国联合发射联盟公司（ULA）研制的XR-5H25火箭发动机完成再生冷却推力室系列试验,XCOR公司称此轮试验具有重要里程碑意义。XCOR公司首席执行官杰弗·格里森在新闻发布会上表示：＂试验中,液氢和液氧首次以活塞泵输送模式进入火箭发动机。

阿里安5的艾斯塔斯上面级发动机

阿里安５的艾斯塔斯上面级发动机艾斯塔斯（ＡＥＳＴＵＳ）发动机于１９８６年开始研制，１９８９年列入发展计划，现由德国宇航公司研制，至少有８家欧洲工业公司涉足于这一计划。艾斯塔斯发动机是阿里安５上面级关键的发动机，它产生的推力可将有效载荷送入地球静止转移...

考虑燃烧室出口温度分布的航空发动机部件级模型

燃烧室出口温度分布不均匀会使涡轮叶片受到不均匀的热载荷,严重影响涡轮叶片的工作寿命。本文提出一种具有燃烧室出口温度分布预测功能的部件级模型建模方法,为燃烧室出口温度分布控制研究提供了仿真平台。以变循环发动机为研究对象,根据其设计点参数设计燃烧室三维模型,通过CFD数值模拟的方法,计算得到该燃烧室三维模型在地面不同工作状态下的燃烧室出口温度分布场,组成温度分布场训练数据集。提出基于Inception-反卷积网络的燃烧室出口温度分布场重建方法,基于该方法构建了燃烧室出口温度分布场预测模型。建立了适用于全包线、全状态,可以预测燃烧室出口温度分布场的部件级模型,与传统的部件级模型相比,该模型能够预测发动机在不同工作状态、不同包线点下的燃烧室出口温度分布场。结果表明:Inception-反卷积网络在训练集和测试集上的均方误差比常规反卷积降低11.83%和5.6%,比WGAN-GP降低87%和90%;部件级模型预测温度分布场和CFD仿真温度分布场的温度分布趋势基本一致;所提出的Inception-反卷积网络预测精度高于常规反卷积网络和WGAN-GP网络预测精度,在热斑处温度点误差更小,在亚声速巡航点(H=8 km,Ma=0.7),(H=8 km,Ma=0.9)和超声速巡航点(H=10 km,Ma=1.4),(H=10 km,Ma=1.6)时,Inception-反卷积网络预测温度分布场的平均温度误差分别为0.05 K,-1.38 K,-1.54 K和4.44 K,均方误差分别为6.7×10^(-4),1.9×10^(-4),3.0×10^(-4)和1.4×10-3,热斑温度误差分别为-3.91 K,-3.67 K,-5.34 K和0.85 K。

两级脉冲爆震发动机的理想热力循环及性能分析

为研究两级脉冲爆震发动机的性能,以Brayton循环和理想爆震循环为基础,建立和分析了两级脉冲爆震发动机的理想热力循环,利用CEA软件计算了富油燃烧产物及其组分随当量比的变化。计算分析表明,两级脉冲爆震发动机理想循环的热效率和单位推力介于Brayton循环和理想爆震循环之间,且随第一级放热比增大而减小;为得到最多的氢气和一氧化碳,第一级富油燃烧当量比应在2.6～2.8;由于燃烧反应不能完全进行和离解反应的存在,使得第一级富油燃烧的放热量减少,循环热效率增加。

循环参数对涡轮级间燃烧室发动机性能影响

文中采用变比热部件法建立了某型涡轮级间燃烧室发动机性能仿真程序,对比分析了风扇增压比、高压压气机增压比、涵道比、涡轮前温度等主要循环参数对涡轮级间燃烧室发动机和常规发动机性能参数的影响。结果表明:这些循环参数变化时,涡轮级间燃烧室发动机单位推力增长幅度较大,耗油率性能变化曲线趋于平缓,发动机综合性能提升,循环参数的可供选择范围变宽。

补油距离和燃油配比对两级脉冲爆震发动机预燃裂解的影响

两级脉冲爆震发动机中,预燃室内煤油预燃裂解的效果对共振腔内起爆效果和可靠性有重要影响。基于稳态扩散火焰面模型,对预燃室中煤油预燃裂解的效果进行了数值仿真,讨论了补油距离d和燃油配比R对预燃裂解效果的影响,以期为进一步的预燃室设计和实验研究提供参考。计算结果表明:补油距离d主要通过影响反应物的驻留时间来影响反应产物的生成,d越大,第二级喷油位置距离预燃室出口越近,驻留时间越短,各主要活性组分产量越低;燃油配比R则同时影响预燃室内的温度和反应物的驻留时间,R越大,各主要活性组分含量越低;温度过高时不利于较稳定的活性组分产生。由此建议补油喷嘴应尽量远离预燃室出口,最佳燃油配比为3~5。

2级脉冲爆震发动机中超声速射流对撞诱导激波聚焦试验研究

为研究2-St age PDE中连续超声速射流及结构参数对撞诱导激波聚焦的影响规律,在冷态条件下开展了2-St age PDE中连续超声速射流对撞诱导激波聚焦的试验。分析了喷口宽度、导流环深度、凹面腔开口端与喷管间距、尾喷管角度、射流入射压力等参数对凹面腔底部峰值压力的影响。结果表明:喷口宽度、导流环深度、凹面腔开口端与喷口间距、射流入射压力越大,凹面腔底部峰值压力越大,激波聚焦效果越好;尾喷管角度越大,凹面腔底部峰值压力越小,激波聚焦效果越差;喷口宽度、导流环深度、射流入射压力对激波聚焦的影响较大。

某助推级固体火箭发动机点火装置未完全燃烧原因

某助推级发动机试车后,对其高速摄影回放,发现固体火箭发动机4个喷管中有固体异物喷出,且发动机分解后发现,残留物中有点火装置残骸,说明点火装置在发动机工作的过程中没有完全燃烧,通过对此发动机的点火装置结构、材料和安装位置的分析,得到点火装置壳体没有完全燃烧的原因.

半导体桥起爆器在固体火箭冲压发动机转级装置中的应用研究

转级装置是固体火箭冲压发动机(固冲发动机)的重要组成部分,关系着固冲发动机能否实现从助推向冲压的成功转换。进气道堵盖是冲压发动机转级过程中的关键部件之一,可控制气体进入补燃室。提出了一种使用半导体桥起爆器作为起爆装置的易碎式堵盖,起爆时通过点燃半导体桥起爆器使堵盖破碎,使气体进入补燃室,完成固冲发动机转级控制。重点介绍该易碎式堵盖的结构形式、使用特点,并对半导体桥起爆器的转级控制电路进行了介绍。实验结果证明,半导体桥起爆器可应用于固冲发动机转级装置中。

数控两级式气动发动机进排气管路系统设计与试验

数控两级式气动发动机是以压缩空气等为动力源,通过其膨胀做功,将压力能转化成机械能的动力装置。进排气管路系统是两级式气动发动机的重要组成部分,直接影响到两级式气动发动机的工作性能及气体消耗率。文中通过某一数控两级式气动发动机进排气管路系统的设计和试验,介绍了该两级式气动发动机的结构特点,分析了最高转速为1 000 r/min时对一、二级汽缸进气管道口径大小的影响,讨论了高频电磁阀最小流通截面和工作频率的要求等,从而确保了对进气量的精准控制,降低了气体消耗率,使两级式气动发动机能够稳定运转,并给出了气动发动机进排气管路系统设计的一般要求、方法和应考虑的问题。

两级脉冲爆震发动机防止压力和温度反传研究

为解决两级脉冲爆震发动机中压力和温度反传的问题,提出了2种不同结构形式的射流喷管:倒板结构射流喷管和倒台结构射流喷管。以H_2/O_2/N_2混合气为介质,对不同倒板或倒台层数情况下激波聚焦起爆爆震过程进行了数值模拟,并揭示其影响规律。结果表明:倒板层数为3层、4层时成功起爆爆震,倒台层数为3层、4层、5层时成功起爆爆震;倒板或倒台层数为4层时激波聚焦起爆效果最好,且在降低反传压力和温度方面效果相对较好;实际上倒板或倒台对防止压力和温度反传的作用较为有限。

氢氧发动机大尺寸薄壁C/C-SiC复合材料喷管设计与研究

为了有效提高发动机比冲和推质比,研究了大尺寸薄壁C/C复合材料喷管技术。通过法兰连接和闭锁装置实现了喷管各段的连接;通过预制体与致密化技术研究,突破了C/C-Si C材料长时间抗氧化技术;通过从制造工艺稳定性和型面控制等方面的研究,实现了大尺寸薄壁旋转件精确型面的生产加工,使出口直径为1060.8mm的C/C-SiC喷管通过100s的高空模拟试车考核,试车后结构完好。研究结果表明:大尺寸薄壁C/C复合材料喷管的成功研制为后续其在上面级发动机上的应用奠定了基础。

两级脉冲爆震发动机研究现状

为了提高脉冲爆震发动机的工作频率,两级脉冲爆震发动机模型被提出。该新型发动机点火原理采用激波谐振聚焦点火方式,具有很高的点火及工作频率,许多专家学者对此进行了实验研究和数值模拟,但由于谐振腔内的物理过程非常复杂,到目前为止没有一套可靠的理论,有待于进一步研究。

发动机/扩压器不同安装方案对高模试车启动过程的影响

某上面级发动机高模试车时,喷管扩张段外壁面某处出现了氧化烧蚀,针对此现象进行了高模试车时的启动过程数值仿真研究,结果表明:试验状态和两种改进方案下,喷管内和扩压器内的流场均在0.1 s已经达到稳定状态,其马赫数和静压等流场参数不再随时间的推进而变化;发动机在启动过程中,喷管出口的高温燃气均会倒流进入真空舱;试验方案燃气倒流量最多,改进方案一燃气倒流量最少,改进方案二燃气倒流量介于试验方案和改进方案一之间;综合比较,改进方案一最佳,是防止发动机高模试车启动过程中燃气倒流烧蚀喷管外壁的一种措施。

美国潜地导弹固体发动机(一)

美国海军已装备部队的潜地导弹共有五种型号:北极星A1、北极星A2、北极星A3、海神C3和三叉戟-Ⅰ(C4),全部都是固体导弹。前两种型号已经退役,而三叉戟-Ⅰ则正开始装备。