简介：200吨级大推力氢氧发动机是重型运载火箭的基础,是航天强国的重要标志.与以往氢氧发动机相比,大推力氢氧发动机推力量级和结构参数均有大幅度提高,是目前世界上推力最大的高空发动机,发动机的设计、生产和试验技术跨度大、要求高,需要开展一系列的技术攻关工作.根据200吨级大推力氢氧发动机技术特点,介绍了发动机的总体技术方案,根据发动机技术特点和使用要求,梳理了一批制约发动机技术水平提高、系统方案优化和工程实施的关键技术,并提出了解决途径.

简介：以国产大型客机C919配装的大涵道比涡扇发动机飞行试验为应用背景，研制了基于动态、稳态压力和总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙。为评估和验证其角度、速度测量特性及参数测量精确度，进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验研究。结果表明：在马赫数0.2-0.6、攻角和侧滑角-20°-20°范围内，耙体压力测量相对误差小于0.5%，满足对大涵道比涡扇发动机进口流场品质和流量的测试技术需求。

简介：为了在液体火箭发动机试验过程中全面定量识别低温气动阀故障产生根源,针对低温气动阀可靠性分析过程的动态时变问题,首先通过引入人机环境系统工程理论,结合低温气动阀工作原理,从人机环境方面分析低温气动阀可靠性影响因素,建立基于人机环境系统工程的低温气动阀时变可靠性模型;并在此基础上,通过从人机环境范围定量分析低温气动阀的可靠度与失效率,对低温气动阀可靠性薄弱环节进行评估.最后通过具体的应用实例验证了该方法的有效性与准确性,为定量分析和改进低温气动阀可靠性提供了一种方法指导,为提高液体火箭发动机性能准确客观评价以及研制提供了支撑.

简介：气动增压器的动作频率是一个重要的性能参数。当气动增压器结构确定后,频率直接决定推进剂流量等参数。同时,气动增压器的动作频率体现在推进剂出口管路压力的波动上,对出口压力的稳定性有很大影响。研究气动增压器的动作频率,有助于合理选择频率参数,以及气动增压器结构参数和性能参数的匹配。为了研究增压气体性质对气动增压器工作性能的影响,建立了数学模型,利用AMESim软件对气液活塞的工作过程进行了仿真。仿真结果与试验数据对比,一致性较好。

简介：结合某液氧液氢发动机实际飞行中二次工作段入口液氧温度升高和推力下降现象,分析了液氧温度对发动机性能的影响方式和修正方法.通过过冷液氧的发动机试验,对液氧温度影响性能的两种方式分别进行了修正,可将某液氧液氢发动机二次工作段推力与一次工作段的偏差降低约24％,将发动机飞行燃烧室压力与交付值的偏差降低约8％.

简介：以甲烷(CH4)为碳源先驱体,以三维针刺碳纤维预制体为沉积基体,研究了化学气相沉积(chemicalvapordeposition,CVD)工艺过程中沉积时间、沉积压力以及预制体厚度对热解碳界面层沉积厚度的影响,并在此基础上优化了在碳纤维表面制备合适厚度的热解碳界面层所需的CVD工艺参数。结果表明,针对现有反应腔体,5mm厚碳纤维预制体试样,采用1000℃的沉积温度,CH4流速500ml/min,沉积时间10h,沉积压力5kPa,可在预制体内外碳纤维表面沉积得到厚度合适的热解碳界面层;当碳纤维预制体厚度增至10mm,则沉积时间应延长至15h,压力维持不变,可沉积得到合适厚度的界面层。

简介：设计了一套密闭环境液滴燃烧实验系统,开展了不同实验工况下偏二甲肼(UDMH)液滴在四氧化二氮(NTO)环境中的着火燃烧实验,详细分析了UDMH单液滴着火燃烧特性,考察了燃烧室温度、压力、液滴初始直径及速度对燃烧过程的影响。结果表明,液滴燃烧经历了初始燃烧阶段,剧烈燃烧阶段和熄燃阶段3个过程。其中,初始燃烧阶段和熄燃阶段的持续时间均较长。燃烧过程中,燃烧火焰呈现出明显的双火焰峰结构,内层为规则的椭圆形分解火焰峰,外层为带有尾迹火焰的扩散火焰峰。增加燃烧室温度促使液滴表面与内部的燃料快速蒸发,形成了充足的燃料蒸气环境,有助于液滴的着火燃烧;燃烧室压力的增加加快了反应速度,减少了液滴生存时间;增大液滴下落速度导致液滴表面蒸发流率得到增强,更易产生足够的燃料蒸气,促进燃烧的进行,从而有助于液滴生存时间的减小。

简介：冲压进气冷却是目前控制战斗机发动机舱内温度分布的主要方式。利用基于模型的发动机性能分析方法,提供不同工况下发动机分段热壁边界条件,通过非结构化网格和k-ε湍流模型方法求解流动与传热控制方程,数值模拟了某型发动机舱在典型飞行状态和发动机工况下的流动特征及流场关键参数分布,并与试验结果进行了对比分析。结果表明,模拟结果与试验结果吻合良好,模拟方法能准确预测发动机舱温度场分布,为通风冷却系统和灭火系统的设计与优化提供依据。

简介：采用中温模拟级性能试验器，试验研究了高反力度涡轮转子叶尖间隙对涡轮级性能的影响，获得了转子叶尖间隙对涡轮级性能的影响规律。通过对试验方案进行数值计算分析，并与试验结果进行对比，验证了数值计算分析方法的合理性。研究结果表明，当涡轮级反力度较高时，随着相对叶尖间隙的减小，其对涡轮性能的影响越来越明显；转子叶尖间隙变化对导向器喉部流通能力也会产生一定影响。

简介：基于多级轴流压气机的逐级特性，建立了一种预估多级轴流压气机在均匀进气和周向畸变进气条件下的喘振边界的一维数值模拟方法。根据动态压缩系统模型，对一台两级风扇的喘振边界进行了数值预测，与基于李亚普诺夫理论的线化一维模型和试验结果的比较表明，该模型能较为准确地预估多级轴流压气机的喘振边界。对畸变进气条件下两级风扇稳定性进行的详细数值分析表明：进气总压畸变在流动过程中会生成总温畸变并伴随着总压畸变的衰减，进气总温畸变则会生成总压畸变并伴随着总温畸变的衰减；反向总温总压组合畸变进气时，畸变衰减快稳定裕度损失小，而正向总温总压组合畸变进气时，畸变衰减慢稳定裕度损失大。