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第四届冲压发动机学术会议

召开年：2013
召开地：北京
出版时间： 2013-09

主办单位：中国航天科工集团

会议文集：第四届冲压发动机学术会议论文集

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1.一种有效缩短等熵压缩面长度的改进方法研究
- 张林;张堃元;王磊;王渊
- 《第四届冲压发动机学术会议》 | 2013年
摘要：提出一种利用坐标变换矩阵对二维等熵压缩面型面坐标进行缩放变换的改进方法.为了对比方便,对型面坐标变换所得到的曲面压缩面进行截断确保其偏转角与等熵压缩面偏转角相同,利用数值模拟手段对该系列压缩面进行了研究.数值模拟结果表明:利用型面坐标变换能够有效缩短等熵压缩面的长度,x轴坐标缩放比例因子Sx=0.7的压缩面比等熵压缩面的缩短38.4％;压缩面产生分散、不交汇于一点的压缩波并且能够保持等熵压缩面的流场特征,壁面压力分布得到一定程度的改善且随着Sx的不断减小壁面Ma数逐渐趋于呈线性分布.
2.源项添加法模拟高超声速飞行器内流道反压前传效应
- 高鹏;段志伟;肖志祥
- 《第四届冲压发动机学术会议》 | 2013年
摘要：针对高超声速飞行器内流道内的压力前传进行数值模拟,改进反压边界条件,通过在局部流场区域引入密度源项来近似模拟燃烧室的高反压,从而避免直接添加反压边界的缺陷.将本方法应用于等直隔离段、二维前体进气道及二维全流域通流的数值模拟,结果表明:源项添加法不仅能够较好地模拟燃烧室反压所形成的激波串及反压前传,还能模拟燃烧室点火和进气道起动前后的气动特性变化.
3.孔板在冲压发动机供油系统上的应用研究
- 韩江锋;李立翰;郑日恒;王登云
- 《第四届冲压发动机学术会议》 | 2013年
摘要：在液体冲压发动机初始设计阶段,一般无法准确设计回油管路管径,选择的回油管径通常偏大.在设计完成后,任何部件工作特性的偏差都有对供油系统产生影响.在不影响供油系统设计的前提下,回油管路上增加孔板,可以有效解决供油系统各部件工作匹配性.本文对某冲压发动机典型状态点转级点前后,供油系统匹配性进行了分析,并依据各部件的工作特性参数,在回油管路上增加了孔板,并进行了地面试验验证.试验结果分析表明,增加的孔板解决了各系统工作的匹配性.
4.随机载荷下不同管路结构对疲劳寿命的影响分析
- 张晓航;程恒星;李立翰
- 《第四届冲压发动机学术会议》 | 2013年
摘要：在冲压发动机工作过程中,振动条件极其恶劣,在此环境下,疲劳破坏成为结构失效的主要原因.在地面振动试验中测压管路出现疲劳断裂的现象.为提高测压管路在振动环境下的结构可靠性,本文利用数值仿真技术预测测压管路结构的疲劳寿命,应用有限元法和随机振动理论计算测压管路结构随机振动响应的各种统计参数,采用Miner累积损伤理论预测疲劳寿命,对测压管路初始模型及改进模型进行了寿命预测,计算结果表明改进模型疲劳寿命大大提高,达到无限寿命水平,同时实践也证明改进结构有效可靠,测压管路未再出现疲劳断裂.
5.基于VERICUT的大型薄壁复杂组件数控加工全过程仿真技术研究
- 孙晶;贾健明
- 《第四届冲压发动机学术会议》 | 2013年
摘要：大型薄壁复杂组件是航天制造业中一类重要的零件类型,数控加工中具有较高难度.本文阐述了数控加工仿真在该类零件加工中的应用,详细论述了基于VERICUT的仿真环境建立方法,并结合两个典型零件实例描述了数控加工仿真的实施过程,指出了其在航天制造业信息化方面的重要作用和意义.
6.特种加工技术在冲压发动机用零部件制造中的应用
- 孙科文;王晓伟;谢锦红;张有瑞
- 《第四届冲压发动机学术会议》 | 2013年
摘要：冲压发动机某零部件采用镍基高温合金精密铸造而成,具有强度、硬度高,壁薄难装夹等特点,传统机械铣削难以保证产品精度,本文以该零件生产过程中的工艺技术积淀和目前在此材料方面的最新研究方向为主要内容,针对特种加工技术在该产品中的应用进行详细介绍,包括对该产品在制造过程中出现的技术难题和解决措施也进行了列举,文中涉及的特种加工技术主要包括电火花成型技术、电火花慢走丝线切割技术及较为前沿的激光加热辅助铣削技术.
7.冲压发动机可调尾喷管灵活性检测技术研究
- 赵鹏飞;李丰;白玥
- 《第四届冲压发动机学术会议》 | 2013年
摘要：本文简要介绍了目前冲压发动机尾喷管可调技术的发展现状,重点分析了某型弹用液体冲压发动机尾喷管采用的可调尾喷管技术,在分析该型可调尾喷管的结构及其调整原理的基础上提出其灵活性评价指标,即喷管喉道在调整过程中需克服的总摩擦力是可调尾喷管灵活性的直接评价指标.进一步研究分析了该可调喷管灵活性检测的实现方法,其中最关键的是检测到对喷管同步运动环施加的能使其匀速运动的外力值.在此基础上提出用于该可调喷管的灵活性检测装置的设计思路,并介绍了该检测装置的结构设计特点及其检测应用情况,最终实现了对该型可调尾喷管灵活性指标值的可靠检测.
8.硫化条件对过氧化物体系EPDM绝热层性能影响研究
- 王明超;凌玲;马新刚;陈德宏;何碧烟
- 《第四届冲压发动机学术会议》 | 2013年
摘要：采用JRC-D绝热层实用配方体系,利用硫化仪、高级扩展流变仪以及平衡溶胀法等仪器方法分别测得混炼胶硫化特性、硫化胶动态力学性能和交联密度,并结合烧蚀性能和力学性能研究了硫化温度和硫化时间对绝热层的性能影响规律和机理,结果表明:温度升高,DCP交联效率降低,JRC-D绝热层标准扭矩差、交联密度、初始粘性模量以及烧蚀性能、力学性能均降低,但损耗模量和损耗因子提高;160℃下,硫化60min时,JRC-D绝热层交联密度、烧蚀性能、力学性能等达到最佳,继续延长至180min,性能无明显变化.
9.背面喷涂高辐射涂层的发动机防热材料电弧加热试验模拟方法
- 涂建强;陈连忠;杨宪宁;琚印超;王琴
- 《第四届冲压发动机学术会议》 | 2013年
摘要：采用等离子电弧加热器双模型矩形湍流导管试验技术模拟了发动机内流热环境,对背面喷涂了高辐射涂层的发动机防热材料进行了热防护性能考核.利用改进的试验件安装方法,在防热材料的背面提供了开敞式的常温环境,使防热材料的高温背面能够对周围常温环境辐射散热,模拟了防热材料背面的换热环境.采用K型热电偶和单色红外测温仪测量了防热材料背面高辐射涂层的温度.根据以上两种不同测温方式测量的温度曲线,得到了该背面喷涂的高辐射涂层材料的光谱发射率随温度的变化曲线.试验结果表明:背面喷涂了高辐射涂层的材料背面温度比材料背面没有涂层的低了81.1K;当温度在1103K～1153K范围内时,该高辐射涂层材料的光谱发射率ελ(λ=1.6μ,m)为0.89～0.77,随温度升高,ελ呈下降趋势.
10.热环境中热防护结构的动特性研究
- 郭琼;贺体人;刘刘
- 《第四届冲压发动机学术会议》 | 2013年
摘要：以高超声速飞行器典型热防护系统结构为对象,研究了其在热环境中的动力学固有特性.通过比较简支薄板固有频率随均匀温升理论解与有限元计算结果,验证了通用有限元软件在分析热环境中板结构线性振动问题上的可靠性.运用Abaqus分析了沿结构厚度方向不同温度分布对其动力学特性的影响.结果表明,结构厚度方向的非均布温升对其低频固有频率影响较大,对中高频影响较小,高阶固有振型顺序发生变化.随结构整体温度的升高发生局部屈曲,屈曲后第一阶固有振型变化明显;在结构横向振动中所占的有效质量比逐渐增大.以上分析为热防护面板结构多在场联合作用下的动响应分析,声疲劳寿命预测打下了基础.
11.油箱燃油传热特性分析
- 韩江锋;李立翰;郑日恒;张晓鸽
- 《第四届冲压发动机学术会议》 | 2013年
摘要：高速飞行的飞行器,气动加热会使得油箱燃油温度逐渐升高.在极限高温环境条件下,如果燃油温度超过油箱气囊橡胶所承受的最高温度,气囊可能损坏,进而使得氮气渗入燃油,严重影响涡轮泵和发动机的工作特性.因此,需要针对高温极限条件下,计算油箱燃油温度,确定油箱设计方案的合理性.本文根据油箱燃油传热模型,同时依据试验燃油温度测量数据,构建了油箱内表面的燃油换热系数,对极限高温条件下,典型理论飞行轨迹下油箱燃油温度和燃油使用率进行了计算.
12.硅橡胶绝热层在固体火箭冲压发动机中的烧蚀试验研究
- 李建梅;李立翰;王玉清
- 《第四届冲压发动机学术会议》 | 2013年
摘要：硅橡胶材料是性能优良的发动机燃烧室耐烧蚀材料,广泛用于发动机燃烧室的被动热防护.本文用发动机直连试验的方法研究了硅橡胶绝热层在固体火箭冲压发动机补燃室中的烧蚀情况.研究表明:硅橡胶绝热层可在固体火箭冲压发动机补燃室中长时间可靠工作,并在烧蚀过程形成坚硬致密的炭化层,有效抵抗高温燃气及粒子的烧蚀及冲刷;绝热层在补燃室不同部位的烧蚀情况以及金属壳体的冷面温升情况与燃气发生器燃气喷头的结构形式息息相关.
13.固体火箭冲压发动机补燃室热防护层烧蚀计算
- 何顺强
- 《第四届冲压发动机学术会议》 | 2013年
摘要：某固体火箭冲压发动机补燃室热防护层采用烧蚀隔热一体的硅橡胶绝热材料,绝热材料接触高温燃气的表面将形成一层致密的类陶瓷碳化层,有效的抵御燃气的冲刷烧蚀,本文对绝热材料烧蚀模型进行简化,不考虑绝热材料的冲刷烧蚀.利用现有绝热层的物性参数,采用MARC软件对发动机补燃室热防护性能进行了计算,并将传热计算结果与地面试验结果进行对比分析,有助于发动机的壁温预测和热防护结构优化.
14.双模态冲压发动机中的模态转换研究
- 张岩;韦宝禧;朱韶华;刘刚;徐旭
- 《第四届冲压发动机学术会议》 | 2013年
摘要：双模态超燃冲压发动机是高超声速飞行器理想的动力装置,可以在宽马赫范围内工作.随着来流工况的改变,超燃燃烧室内的释热量及其分布必须做出相应的调整,进而使得燃烧室中存在着不同的燃烧模态.不同燃烧模态之间的转换往往伴随着燃烧性能的突变和滞后现象.如何实现燃烧室中不同燃烧模态的平稳转换,是双模态冲压发动机燃烧室设计中的技术难点.本文详细介绍了超燃燃烧室中所存在的不同的燃烧模态、燃烧模态的识别、模态转换的实现方式、模态转换的机理,并对模态转换时存在的迟滞现象机理做出了初步的分析.
15.碳氢燃料超燃冲压发动机油气涡轮做功能力评估
- 鲍文;张铎;秦江;黎林林
- 《第四届冲压发动机学术会议》 | 2013年
摘要：高超声速飞行器的燃油供给系统和电力设备,诸如雷达和武器系统,需要消耗大量电能,对飞行器在线发电系统提出了需求.本文提出了采用油气涡轮的热动力发电系统,以裂解后的碳氢燃料为工质驱动涡轮进行发电.文章以正癸烷为替代燃料,基于其裂解后的实验组分分析,发展了基于SRK状态方程的真实气体裂解混合物的等熵焓降计算方法,并以此为基础,对油气涡轮泵热动力发电系统的性能进行了分析和评估.研究表明,当涡轮膨胀比为2时,裂解混合物的等熵焓降可达110kJ/kg,发电比功可达55kJ/kg.
16.RBCC引射模态支板火箭基本参数配置初步探索研究
- 林其;白菡尘;唐志共
- 《第四届冲压发动机学术会议》 | 2013年
摘要：准一维简化理论计算与分析模型是RBCC引射模态概念研究与初步设计中的一个简单、快速、有效的方法.本文针对RBCC引射模态研究中基本参数的合理配置等问题,以"支板引射-等截面混合室-扩张段"型式的无二次燃烧的引射模态简化构型为研究对象,将经典超声速引射器理论拓展应用于RBCC引射模态概念研究与初步设计之中.以第三临界工况时实现最佳推力-经济性能为目标函数,对RBCC引射模态支板火箭的基本参数配置进行了初步探索.配置结果表明,在总压比分别为40、60、80、100时,对应的引射喷管射流马赫数应分别为2.98、3.20、3.35、3.47,对应的支板堵塞比应分别为0.18、0.16、0.14、0.13.
17.基于Matlab/dSPACE的冲压发动机模拟器设计
- 徐中节;朱向东;呼延霄;王玉峰
- 《第四届冲压发动机学术会议》 | 2013年
摘要：本文以某型号冲压发动机为研究背景,基于dSPACE控制平台和外围调理电路的设计方法,构建了高性能模拟器的硬件系统，同时,基于集中参数的思想和控制论的方法,建立了基于传递函数的简化、实时、实用的动态模型,据此设计了发动机模拟器软件.最后,应用Matlab/dSPACE平台对基于模型的冲压发动机工作过程进行了的全系统联合仿真,仿真结果显示实时模型计算的结果和发动机热试车及标准弹道吻合的很好,仿真偏差在合理的范围内,仿真周期为1ms,应用效果良好.
18.高空条件下RBCC发动机超燃火箭工作模式性能研究
- 汤祥;何国强;秦飞;魏祥庚;吕翔
- 《第四届冲压发动机学术会议》 | 2013年
摘要：为研究RBCC发动机在低动压、高空域飞行条件下的燃烧性能,通过数值模拟分析了RBCC发动机在超燃火箭工作模式下进排气系统与燃烧室匹配工作时的燃烧流场特征,并对火箭流量的变化带来的影响进行了研究.结果表明:在超燃火箭模式下,支板火箭工作能促进燃料与空气的掺混燃烧,实现发动机稳定工作;在超燃冲压作用的基础下支板火箭工作可提高发动机的推力大小,增强其在高空的机动性;随着支板火箭流量的增加,发动机产生的总推力大小逐渐增大,其比冲性能不断降低,为了能实现其在低动压、高空域条件下的稳定工作,需确定总体方案,选取适合于超燃火箭工作模式的飞行弹道与发动机构型.