基于Omega涡识别理论的自适应空化流动模型

液体火箭发动机涡轮泵内存在多种空化类型,其发生机理有所不同,现有数值计算方法通常采用同一套模型预测所有类型空化,导致预测精度不足。为提高复杂空化流动的计算精度,提出了自适应空化流动模型。基于先进的Omega涡识别理论和ZGB空化模型建立了相变系数自适应调整方法,以涡轮泵内两种典型空化(附着空化和泄漏涡空化)为对象,利用翼型实验对模型进行了验证。首先对比了几种涡识别方法的差异,发现Omega方法对阈值不敏感且物理意义明确,适合作为相变系数的取值依据;分析了相变系数对附着空化和泄漏涡空化的影响规律及两种典型空化的形成机理。结果表明:自适应模型相比ZGB模型,对泄漏涡空化的预测精度在大间隙下提升了约181%,小间隙提升了约27%,对附着空化的预测更接近实验结果;附着空化是吸力面脱落涡形成的原因,间隙泄漏流场的涡带和剪切层空化是由间隙泄漏涡和分离涡共同作用形成的。

高密度烃在冲压发动机再生冷却中适用性研究

为了研究高密度烃是否适用于宽域可调亚燃冲压发动机再生冷却,分析了高密度烃再生冷却关键表征指标及其实验方法研究现状,然后模拟再生冷却系统典型冷却通道结构,在背压3.5 MPa和6.0 MPa工况下,采用单管直流电加热实验系统,开展了HD-01高密度烃热沉及结焦特性研究。研究结果表明:在3.5 MPa背压实验中,出现了燃料温度振荡、管路热声振荡和外壁温度异常升高现象;而在6.0 MPa背压实验中,未发生管路热声振荡现象,燃料温度和外壁温度升高过程均较为平稳。3.5 MPa背压和6.0 MPa背压两种工况的HD-01高密度烃600℃热沉均大于1.8 MJ/kg,在整个实验温度范围内,热沉上升速率变化不明显,表明在600℃内燃料的裂解率不大。在600℃进行长时间加热结焦实验时,加热管进出口压差非常稳定,均没有超过30 kPa,没有出现结焦堵塞使压力急剧上升的情况,表明HD-01高密度烃在600℃以内结焦率很低。从热沉及结焦特性两个关键指标分析可知,HD-01高密度烃适用于最高马赫数5.0的宽域可调亚燃冲压发动机再生冷却。高密度烃用于再生冷却时,冷却通道的设计压力应高于其临界压力值3.6 MPa,并留有足够裕度,以保证发动机再生冷却在全域全温范围内稳定可靠工作。

基于非线性有限元的网套补偿器轴向刚度特性及计算方法研究

网套补偿器在航天管路系统中广泛使用,补偿器的轴向刚度是其基本力学参数,然而其复杂的微结构特征使得轴向刚度呈现强烈的非线性。为实现对网套补偿器轴向拉伸全过程的仿真计算,从钢丝网套入手,基于钢丝的螺旋梁模型,分析了轴向长度、螺旋角及网套直径对轴向刚度的影响,结果表明轴向长度和螺旋角将显著影响轴向刚度;分析了边界条件的影响,结果表明在计算轴向刚度时固定边界与约束径向位移的循环边界可以互换。结合网套刚度分析的结论,提出了基于接触关系的子网套刚度分析方法,解释了拉伸时轴向刚度非线性变化原因,进一步建立了2/N波纹管螺旋梁复合模型以及2/N单波单锭螺旋梁复合模型用于不同刚度阶段的有限元计算。算例结果表明,仿真获得的力位移曲线与试验曲线一致性较好,高刚度阶段的轴向刚度误差为3.40%。

基于卷积—反残差和组合注意力机制的航天器多余物检测

航天器密闭电子设备内腔多余物给航天器飞行安全带来了巨大隐患。由于多余物体积小、与设备内常规组件形态结构相似且易被其他组件遮挡,采用现有的方法对其进行检测时误检、漏检频发。为解决上述问题,提出一种基于卷积—反残差和组合注意力机制的航天器密闭电子设备多余物检测网络RPDN。首先,网络通过构建卷积—反残差模块,保证了多余物细粒度特征的完整性;其次,设计组合注意力机制,增强了多余物特征的表征能力;最后,结合多尺度特征融合模块与目标检测层从多维度进行目标预测。实验结果表明RPDN在各项评价指标上均取得了良好的效果,mAP达到92.16%,检测效率达到了13FPS,实现了航天器密闭电子设备内腔多余物高效、精准检测。

单喷嘴模型火箭发动机中高频不稳定燃烧的预测

为实现模型火箭发动机中高频不稳定燃烧的早期辨识和提前预测,建立了基于数据驱动的预测框架。该框架基于递归矩阵对燃烧噪声的非线性特征进行提取,并利用深度学习模型对这些特征进行训练和预测。以单喷嘴模型火箭发动机为例,基于热试车试验中的动态压力信号数据,开展了高频不稳定燃烧的预测,可提前约35 ms预测不稳定燃烧的发生。共使用25组动态压力数据,其中包含了不同燃烧室构型的热试车试验数据。对预测框架进行交叉验证后,结果表明模型的预测准确率高于95%,说明了该预测框架的有效性和鲁棒性。

消反峰电路对电磁阀性能的影响分析

电磁阀在航天器中应用广泛。消反峰电路是电磁阀控制系统中重要的组成部分,且对电磁阀的性能有显著影响。为了获得消反峰电路对电磁阀性能的影响,基于Maxwell软件对某轴流直动式电磁阀及其消反峰电路进行研究。通过将电磁阀某工况下的静态和瞬态仿真结果与试验数据进行对比,验证了仿真模型的有效性。同时仿真对比了有、无消反峰电路及不同消峰电阻下的电磁阀性能,得到释放响应时间随消峰电阻的增大而减小,而感应电动势随消峰电阻的增大而增大的规律,同时发现消峰电阻对电磁阀性能的影响存在一个转折点,选择此点作为电磁阀控制系统的设计点可以得到更优的方案,进而提出从消反峰电路角度优化电磁阀控制系统的方案,为电磁阀控制系统的优化设计提供参考。

宽工作范围诱导轮空化不稳定及抑制

涡轮泵是液体火箭发动机的心脏,在特定工况下其内部会发生空化不稳定现象,导致涡轮泵振动量级大幅增加,严重影响发动机整机工作可靠性.以决定涡轮泵抗空化能力的关键部件诱导轮为研究对象,利用空化可视化实验和数值仿真对其内部空化流动特性进行深入分析,获得60%~120%设计点流量范围完整空化性能曲线,提出一种基于壳体改进的旋转空化抑制措施,并揭示抑制机理.结果表明:该型诱导轮抗空化能力随流量降低逐渐增强,空化首先发生在泄漏涡中,随空化数降低,泄漏涡空化逐渐沿吸力面向下游发展,影响相邻叶片冲角,在小流量范围诱发显著的1.2倍叶轮转频超同步旋转空化现象,直至空化延伸至叶片流道出口,导致扬程断裂;在叶尖前缘壳体设置台阶不会影响诱导轮稳态空化性能,但会改变泄漏涡空化的发展规律,使其呈现向上游摆动的趋势,削弱对相邻叶片冲角的影响,实现对全流量范围旋转空化的有效抑制.文章研究对于降低涡轮泵振动量级,进一步提升液体火箭发动机工作可靠性有一定指导意义.

三种空穴模型在可调汽蚀文氏管数值模拟中的对比研究

采用Singhal et al,Zwart-Gerber-Belamri,Schnerr and Sauer三种空穴模型,结合Mixture多相流模型,对不同开度下的可调汽蚀文氏管进行了数值模拟,并将计算结果与试验数据进行了对比分析,讨论了计算模型的适应性。研究结果表明三种数值模型均能模拟可调汽蚀文氏管的内部流场,计算结果与试验结果具有较好的一致性且随着开度的增大计算精度提高。相比较而言,Zwart-Gerber-Belamri空穴模型计算精度较高,收敛速度较快,而且能够捕捉到相变过程中的温度变化,是一种较为实用的可调汽蚀文氏管的数值计算模型。

三维喷管设计

为了简化设计过程并获得满意的设计性能,以圆转方和圆转矩形喷管为例,对已有的三维喷管型面设计方法进行比较和总结,运用数值方法分析了型面转换起始位置和喷管出口高宽比的确定,提出了一套三维型面的直接生成方法,并给出相应的设计准则。经过实际设计和加工的检验,证明了设计方法的工艺可行性。在能够保证三维喷管的制造工艺条件以及冷却通道布置要求下,型面转换的起始位置可以尽量接近喉部;喷管出口截面的宽边不要超过窄边的1.5倍,应尽量接近于方形。

气-气喷注器流量特性实验研究

对气-气喷注器的两种类型七种结构的喷嘴进行了带反压的流量特性试验,选择其中一种结构的喷嘴展开在单路工作的流量特性试验,重点考察进口压力和反压变化对喷嘴流量特性的影响和氧化剂喷嘴和燃料喷嘴的相互作用;通过试验测量和对实验数据的拟合,得到喷嘴流量系数的经验公式.所得的结论对全流量补燃循环发动机气-气喷注器的优化设计有一定的指导意义.

同轴双剪切气-气喷嘴试验研究

为研究应用于全流量补燃循环发动机的新型结构气-气喷注器,对以气氢和气氧为推进剂的同轴双剪切喷嘴进行试验研究,分析喷嘴不同中心氢流量比例和流量变化对推进剂燃烧效率的影响。结果表明:中心氢流量与外圈氢流量的比例是同轴双剪切喷嘴重要的设计参数。当中心氢流量比例为0.3至0.4之间时,同轴双剪切喷嘴使推进剂高效燃烧;在喷嘴流量相当于航天飞机主发动机单喷嘴8倍的工况下,同轴双剪切喷嘴能使推进剂达到高的燃烧效率。

富氧预燃室初步试验研究

为了研究全流量补燃循环发动机中富氧预燃室的点火以及燃烧特性,对点火方案和预燃室方案进行了分析。通过对多种预燃室结构形式和点火方式的比较,提出了适合于富氧预燃室初步试验要求的点火方案,研制了热表面谐振点火器并采用间接点火方式研制了氢氧火炬点火器。点火器的试验结果表明氢氧火炬点火器能够多次可靠地点火并生成稳定的点火火炬。由于不受谐振产生条件的限制,氢气和氧气的流量和混合比可以在较大的范围内选择,生成点火火炬的温度范围也很宽。对确定的富氧预燃室方案进行了设计加工,经过三个阶段的热试车,富氧预燃室的关键参数均达到了设计要求,结构无烧蚀,工作可靠,完全可以满足全流量补燃循环发动机系统对富氧预燃室的要求。

卫星姿控发动机高空羽流场工程分析

发展卫星姿控小推力发动机高空羽流场的工程估算方法,计算分析其主要燃气组分的分布特征．采用网格技术将发动机喷管出口截面剖分形成多独立点源,建立了非均匀出口流动条件下的分析模型．与自由分子单一点源模型相比,该模型的计算结果更接近实验值．对MBB 10N双组元发动机多组分羽流场的研究表明,压强场和内能场的变化较剧烈;不同于轻分子组分,重分子组分主要集中于轴线附近,其密度场呈较强方向性．

气气喷嘴推进剂入口温度对燃烧和壁温的影响

以同轴双剪切气气单喷嘴为对象,对气气燃烧流场进行了数值模拟,并进行了研究,分析了喷嘴推进剂入口温度对燃烧性能和室壁温的影响,结果表明:推进剂温度变化引起的燃氧动量比变化对燃烧和壁温起主要影响;富氢燃气状态变化对燃烧和壁温的影响大于富氧燃气状态变化.试验验证了数值模拟结果.

螺栓室温应力松弛试验研究

提出了一种改进的应力松弛试验方法，并用改进的装置测量了法兰接头紧固螺栓的室温应力松弛值，拟合了松弛方程曲线。根据螺栓应力松弛模型无温度变量的特点，利用ＬＭ 方法把温度引入了松弛模型，据此可推算在一定范围内某一温度和时间下的应力松弛指标。

塞式喷管与当量钟型喷管性能的实验测定和分析

为了合理地评价塞式喷管是否具有高度补偿特性,利用空气作为工作介质,对实验塞式喷管和钟型喷管进行了冷流比较实验研究。三种不同的喷管效率计算方法对两种喷管的实验结果进行了处理,得到不同的性能曲线,分析比较两种喷管在不同高度下的效率。与当量实验钟型喷管相比,实验塞式喷管具有高度补偿特性,算法一和算法二分别比较了喷管性能的不同方面,评价喷管性能时可以综合考虑。

诱导轮液氧空化流动特性数值仿真

诱导轮是决定涡轮泵抗空化能力的关键部件,为了揭示诱导轮内部液氧空化流动特性,建立了基于能量方程源项修正的低温空化数值计算方法,同时耦合了液氧物性随温度变化关系,利用经典低温空化和诱导轮空化试验数据进行了充分验证,对某三叶片诱导轮内部液氧空化流动进行了仿真分析。结果表明:低温介质空化过程中与周围液体存在剧烈的能量交换,但只有一部分空化溃灭释放的热量被传递至周围流场,通过调节能量方程源项中空化溃灭释热比例可使空化区尾部温度场预测精度提升0.5%。对比等温计算,考虑热效应后,液氧空化区范围和内部汽相体积分数大幅减小,对流道的阻塞程度降低,有效延缓了诱导轮扬程断裂。对3种温度下液氧空化流动进行仿真研究,发现液氧温度越高,空化范围越小,同时空化区温降越大,诱导轮空化性能改善也越显著。

基于多目标优化算法的发动机进气道设计

在发动机进气道满足性能的基础上采用多目标优化方法对其结构进行多目标优化设计。提出了利用多目标进化算法的优化策略对进气道进行优化设计,选取进气道气流转折角作为设计变量,在进气道尺寸以及流量的约束条件下,采用Halton序列产生初始均匀种群,利用Pareto的非支配排序的方法对发动机进行优化设计以达到尽可能小的阻力系数、尽可能大的总压恢复系数和进气道升压。通过文中设计的多目标进化算法对发动机进气道进行优化设计,得到的优化解均优于初始设计的Pareto最优解,表明多目标进化算法较强的适应能力,达到了进气道优化设计的目的,为发动机进气道的优化设计提供了参考。

冲击对双节套筒式延伸喷管展开特性的影响

分析了冲击负载对双节套筒式延伸喷管展开特性的影响。其分析计算方法对双节套筒式延伸喷管和双节刚性作动筒设计有指导作用。

陶瓷涂层/GH202合金界面显微组织的演化

航天发动机工作时 ,要求燃气通道内表面具有优越的抗高温、抗氧化性能和良好的机械性能 .作者在GH2 0 2合金制备的火箭发动机关键零件表面加涂高温无机涂层 ,并通过光学显微镜、扫描电镜、能谱分析及硬度测试 ,观察和分析了涂层 /GH2 0 2合金界面显微组织的演化 .研究结果表明 :GH2 0 2合金表面高温无机涂层经历了10 0 0℃ 2 5℃的 5 0次热循环后 ,涂层无崩裂、脱落现象 ,涂层与基体结合牢固 ,性能良好 .在 10 0 0℃时的扩散退火过程中 ,合金中的Cr元素向涂层 /基体合金界面扩散 ,在涂层一侧形成富Cr元素的化合物层 ,在基体一侧形成富Ti,Al元素的晶间氧化物层 ;涂层中主要元素Si向金属基体中扩散 .