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1200～1 300K;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.     

全球快讯

法国研发微型无人机用燃气涡轮发动机 目前，法国国家航空空间研究院（ONERA）试验了一种用于微型燃气涡轮发动机的微型燃烧室，这种燃烧室的容积不足10mm^3，而将装备该无人机的微型涡轮发动机的直径和高度均为20mm。该微型燃气涡轮发动机可能将于2010年前制造，并将作为翼展为20cm的微型无人机的动力装置．     

液氢液氧火箭发动机的研究——日本宇宙科学研究所7吨发动机的试制

本文介绍日本宇宙科学研究所研制的7吨真空推力的氢氧发动机推进系统的特点。该发动机于1971年开始预研,自1975年进入全尺寸的研制。发动机部件(燃烧室、涡轮泵、燃气发生器、涡轮转子)的各种研究性试验已由宇宙科学研究所能代试验中心做过了。 1981年9月至12月进行了包括推力室、涡轮泵、燃气发生器以及推进剂箱在内的单元综合试验,试验结果良好。本报告简要论述7顿氢氧发动机的主要性能及其特点。     

固体推进剂涡轮喷水发动机工作性能研究

研究了固体推进剂涡轮喷水发动机的工作原理和热功转换过程,分析了轴流水泵的空化特性,计算了发动机热功转换效率和推进效率,获得了典型工作条件下的发动机性能参数。结果表明,轴流水泵抗空化性能明显优于传统推进器,合理设计发动机工作参数,可以实现燃气涡轮与轴流水泵的匹配运行,为开展固体推进剂涡轮喷水发动机研究提供参考。     

液氧涡轮泵轴密封的密封性能和耐久性

10吨级液氧液氢火箭发动机LE-5正由日本宇宙开发事业团负责研制。用于LE-5的涡轮泵的研究和生产以日本航空宇宙技术研究所为主、宇宙开发事业团协助进行。液氧涡轮旋转轴密封的研制与液氧涡轮泵的研制密切相关,本报告介绍了液氧涡轮泵的旋转轴密封的密封性能和耐久性。液氧涡轮泵的轴密封是由一个液氧密封(端面接触金属膜盒机械密封),一个驱动涡轮的热燃气密封(扇形流体动力周向密封)和氦气吹除密封(双道扇形流体动力周向密封)。其工作参数如下;机械密封的转速为16500转/分,密封液体的压力和温度为15大气压和90K,驱动涡轮的热燃气密封的燃气压力和温度为3大气压和700K,氦气吹除密封的压力和温度相应为3大气压和常温。液氧涡轮泵的轴密封系统在液氧涡轮泵和液氧液氢涡轮泵系统的试验表现良好。试验长达2000秒后的磨损量在允许范围内。密封的耐久性试验在密封试验台进行,其中热燃气密封的结构改变为双道。耐久性试验的工况除了起动和停车外与液氧涡轮泵试验相同。经过长达7000秒的试验,密封性能令人满意。机械端面密封的石墨密封环的磨损量小于10微米,扇形周向密封浮动环的磨损量小于15微米。根据这些试验结果可以确信旋转轴密封的密封性能,耐久性和可靠性完全满足液氧涡轮泵的使用要求。     

GH4169合金开坯锻造中组织演变的数值分析

GH4169合金的大直径锻棒是生产燃气涡轮发动机涡轮盘等大尺寸锻件的重要材料。主要由开坯锻造工艺制备,得到组织均匀细小、性能优良的锻棒,显著地提高锻件的性能。开发了GH4169合金的微观组织预测系统,对GH4169合金开坯锻造过程中的组织演变规律进行三维热力耦合数值分析。     

新一代喷气发动机的制造技术

以涡轮风扇发动机和燃气涡轮发动机为例，探讨了提高发动机工作效率必须解决的耐高温材料及其制造工艺技术问题。     

弹用150型涡轮喷气发动机

艾利逊公司研制了一种低成本一次性使用涡轮增喷气发动机，这种发动机的性能较目前已有的发动机有很大的提高。艾利逊公司的这种１５０型涡喷发动机具有高推重比高单位迎面推力和制造成本低等特点。主要介绍这种发动机的设计和性能。     

发动机技术的发展动向

航空宇宙推进技术覆盖的领域很广,包括吸气式推进(涡喷发动机、冲压发动机、复合发动机和脉冲爆震发动机)、化学火箭推进(液体火箭发动机、固体火箭发动机)和非化学火箭推进(电力推进、离子发动机、电弧/MPD推进、激光推进)等广阔范围.要归纳、展望航空宇宙推进技术全领域的发展动向是很困难的.本文以吸气式发动机为中心,介绍冲压发动机、超燃冲压发动机、预冷式涡喷发动机、脉冲爆震发动机、超小型燃气涡轮发动机和未来风扇发动机的研究开发现状与今后的发展动向.     

涡轮/空气加力火箭——一种混合循环式推进系统

提出一种混合循环推进系统的新构想,该系统的涡喷发动机(或涡扇发动机)在飞行器起飞、加速和爬升时供给火箭发动机一部分压缩空气或全部氧化剂,同时这一系统的涡轮发动机提供部分推力。这种混合循环推进系统对火箭燃烧室压力变化的敏感度极小,性能优于涡喷发动机,而且能在飞行轨道任一预定点变换到纯火箭发动机的工作方式。     

装甲车辆发动机不解体清洗技术研究

针对装甲车辆发动机工作一段时间后性能下降需要拆解维修保养的问题,提出了不解体清洗技术方法,研制了专用的清洗剂、清洗装置和控制与检测系统,通过台架试验和实际使用,证明对于装甲车辆发动机具有良好的清洗效果.     

强化柴油机整机散热量变化的对比分析

对某型柴油机在大幅度强化后整机散热量的变化规律进行了研究。利用整机性能仿真与燃烧室受热零件（活塞、缸盖、缸套、气门）温度场仿真之间的相互耦合计算，得到了较为准确的强化前、后受热零件的温度场、热流分布以及整机散热量变化规律；探讨了在柴油机强化过程中受热零件温度场的变化趋势、各项散热比例的变化规律以及可能出现的可靠性问题，并对相关问题提出了解决或缓解的措施。     

火箭发动机水下启动过程流场数值模拟研究

利用流体分析软件Fluent对水下火箭发动机启动过程流场进行了仿真。基于压力的求解器,采用了二维双精度解算器和轴对称理想水流场模型; 时间采用一阶隐式离散; 压力速度修正选用SIMPLE方法; 多相流采用VOF模型; 湍流模型采用K-epsilon模型,对处于50 m深水中的火箭发动机启动过程中喷管流场、尾流场进行了详细研究,分析了各参数的变化过程对喷管性能的影响。结果表明,对于给定的喷管,当喷管达到了超音速流动之后,马赫数都是确定的,当地的静压和总压成正比; 水下火箭发动机轴向压力总体的变化趋势是在振荡中逐渐减少的,最后降低到环境压力; 不同时刻轴线上温度的分布规律和速度基本相似。     

基于亚历山大效应测量固体火箭发动机燃气温度

介绍了亚历山大效应测温原理,通过数值仿真研究了发动机尺寸与热损失对燃烧室轴心温度的影响,组建了基于亚历山大效应的火箭发动机燃气温度测量系统。测量了铝含量为1%,9%,17%的复合推进剂在0.1 MPa下燃气温度、发动机工作压强为5 MPa时燃烧室内燃气温度和喷管出口处燃气温度。结果表明:发动机直径与热损失对燃烧室轴心温度的影响可忽略;基于亚历山大效应测温法在室压下测得燃气温度分别为2857,3109,3284 K,理论计算燃气温度分别为2712,2891,3049 K,即随着铝含量的增加,实测燃气温度和理论燃气温度都增加;测得发动机喷管出口燃气温度为2200 K,与理论计算的2278 K较吻合;透明玻璃窗在发动机工作过程中受到燃气污染,导致测得的燃烧室气体温度分别为2300 K和2450 K,低于理论计算的3190 K和3450 K,必须进一步改进高温测量系统,使之能精确测量火箭发动机燃气温度。     

一种涡旋式水面清洁机器人

为克服水面清理机器船结构复杂、清理难度大和效率低等问题,提出并研发一种涡旋式水面清洁机器人.此机器人以产生涡旋卷入垃圾为设计原理,结构简单且自适应能力强,就其机械体系结构及动力系统、清洁系统、供能系统和通信系统等展开详细阐述.研究结果表明:该机器人能够实现水面垃圾清理,能保护环境和高效利用资源,对我国水域清理起到较为重要的意义.     

水下蒸汽涡轮发动机变工况热力特性数值分析研究

为研究水下蒸汽涡轮发动机变工况热功转换规律,考虑了工质绝热指数随温度的变化以及喷嘴内气流摩擦、涡旋对工质的加热作用,建立了变工况汽轮机喷嘴、动叶栅以及涡轮级能量损失的计算模型,并据此编写仿真软件对变压力比和喷嘴入口温度变化时的涡轮机热力过程开展仿真研究。计算结果表明,计算模型能够较好反映汽轮机动态过程能量转换规律,验证了模型建立与仿真的正确性;对于研究机型,变压力比下喷嘴速度因数决定了涡轮机内效率及其轮周效率的变化规律,喷嘴出口工质实际速度大小决定了涡轮机有效功率及其轮周功的变化规律。文中模型可作为水下涡轮机优化设计与控制研究的基础模型。     

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问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,涡轮级问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.     

脉冲修正弹药动态稳定性分析

为保证脉冲修正弹药控制系统的鲁棒性,分析研究了基于脉冲发动机直接力控制的2维修正弹药的飞行动态稳定性,建立了弹体六自由度模型和传递函数模型,求出弹体在受脉冲力扰动时弹体攻角变化,以此分析弹体动态稳定性.分析了单台发动机总冲、发动机推力轴心与质心距离、弹体静稳定裕度以及发动机连续工作个数等影响弹体动态稳定性因素,仿真结果表明,发动机位置距离质心越近,发动机冲量越大,静稳定裕度越大,脉冲修正弹药动态稳定性越好.     

超空泡鱼雷推进系统相关问题设计初探

总结了超空泡鱼雷对推进系统的3个设计要求，通过超空泡鱼雷推进系统与传统推进系统比功率的对比，确定超空泡鱼雷推进装置的类型宜选喷射推进装置；计算确定了鱼雷航程与燃料比冲量及密度的关系，选择水反应金属作为主要燃料。对采用金属水反应发动机的超空泡鱼雷推进系统工作原理和控制方式进行了详细论述，提出使用启动药柱和涡流旋转燃烧室解决金属水反应发动机启动和持续反应的问题，通过改变超空泡鱼雷尾部喷嘴喷出气体的方向来控制鱼雷的航行姿态。研究表明，采用铝水反应发动机的喷射推进系统可以满足超空泡鱼雷推进系统的设计要求。     

燃油温度对电控单体泵增压柴油机性能影响研究

为了给柴油机电控系统提供喷油控制参数的修正策略,在1 台电控单体泵式涡轮增压柴油机上进行了燃油温度对柴油机性能影响规律的试验研究。试验结果表明:在一定温度范围内, 随着燃油温度的升高,柴油机的喷油压力和每循环喷油量近似线性地减小、最高缸内燃烧压力近似线性地减小、主燃期会近似线性地增加,最终导致有效功率、排气温度、进气压力近似线性地减小, 有效燃油消耗率近似线性地增加。