燃气发生器头腔吹除乳化过程压降特性及出流均匀性数值研究

气体吹除乳化技术可以大幅提高燃料流经燃气发生器时产生的压降,从而满足变工况下燃料的雾化及燃烧需求。目前气体吹除后燃气发生器内压降变化的定量规律还不清晰,为此,采用数值模拟的方法,对某型号燃气发生器全域及局部喷嘴进行了变工况计算,得到了氮气吹除过程中燃气发生器内煤油的相、速度以及压力分布规律,并针对喷嘴处的单相流及多相流压降特性进行拟合分析。结果显示:不同喷嘴处的煤油相分布具有不均匀性,喷嘴间流量差距可达66%;使用氮气吹除后的喷嘴处压降相较于煤油单相流可提升1.64倍以上,且喷嘴处的气体单相流压降特性系数随背压呈现线性变化规律,而煤油单相流阻力系数则与流量呈现幂函数规律;基于马尔基涅利公式提出了燃气发生器喷嘴处压降特性的集总参数模型,与数值计算结果及实验结果的平均误差为3.93%,具有较好的预测性。

高真空多层绝热低温管道内管路波纹管应力非线性有限元分析

广泛用于LNG等输送的高真空多层绝热(HV-MLI)低温管道常使用波纹管膨胀节来补偿其内管的冷缩变形,波纹管由于工作在深冷环境中且要承受液体内压,在实际使用过程中常出现断裂进而导致整个管道失效。为此,介绍了HV-MLI低温管道的基本结构,建立了波纹管有限元模型,在HV-MLI低温管道输送LNG、LO_2及LN_2的不同工况下对波纹管进行了应力非线性有限元计算,分析了轴向位移载荷及内压载荷分别作用下的波纹管响应状况,并结合国家标准GB/T 12777—2008对所用波纹管进行了强度及疲劳寿命校核。结果表明:(1)波纹管满足HV-MLI低温管道使用要求;(2)输送LN_2工况时波纹管等效应力最大,波纹管波峰内表面为危险点,此时可以考虑适当降低介质输送压力;(3)轴向位移载荷引起的波纹管子午向应力远超过材料的屈服极限,是引起波纹管疲劳损坏的主要因素,在管道设计及使用时应严格控制其数值。

L形高真空多层绝热低温管道热-结构耦合分析

用于输送LNG等低温介质的高真空多层绝热(HV-MLI)低温管道常处于深冷环境且要承受流体内压,在热-结构耦合作用下的受力较为复杂。为了研究HV-MLI低温管道各部件在复杂载荷作用下的响应状况,以某水平—竖直走向的L形HV-MLI低温管道为例,建立了热-结构耦合分析有限元模型,计算得出了不同工况下的管道温度场分布情况,以及管道中内管、外管、热桥、波纹管和绝热支撑上的应力及应力随各载荷的变化关系。分析结果表明:(1)绝热支撑和热桥是影响管道漏热量的主要部件,以输送LN_2为例,通过上述两个部件的漏热量分别占管道总漏热量的49.07%和49.32%;(2)内管、外管、弯头及热桥等部件应力较小且低于材料屈服极限,实际使用过程中不易发生危险;(3)波纹管应力随输送介质温度的降低和补偿内管长度的增加而增大,水平管段波纹管的应力较高,是管道中的危险部件;(4)内管所受内压是影响绝热支撑应力的主要因素,随内管内压的增大,水平管段与竖直管段中离弯头最近的绝热支撑应力大幅增加,而远离弯头的其他位置处的绝热支撑应力变化不大,因而可适当增加离弯头最近的绝热支撑厚度,同时减少远离弯头处支撑的厚度,以便在保证强度的同时减少漏热量。

高空真多层绝热低温管道中波纹管简化有限元模拟方法

基于有限元方法对高真空多层绝热(HV-MLI)低温管道进行多场耦合分析时,由于内管道波纹管几何及材料的非线性特性,使整个分析过程极为耗时,限制了有限元法在HV-MLI低温管道优化设计中的应用。为提高有限元分析效率,结合HV-MLI低温管道对所受载荷的响应特征,提出了用Combine14弹簧单元或等截面管等效替代波纹管的方法。通过对Combine14弹簧单元和等截面管相关参数的理论计算及定义,建立了两种HV-MLI低温管道内管的等效有限元计算模型,并对含波纹管、Combine14弹簧单元及等截面管内管道模型分别进行了有限元模拟计算,得到了各模型内管的应力及变形结果。结果表明:建立的两种等效模型合理、有效;与含波纹管模型相比,两种等效模型均在保证分析精度的同时,将分析效率提高了300倍;相比含Combine14弹簧单元模型,含等截面管模型在结构不连续处的应力集中程度较轻,且与含波纹管模型相符,更适于HV-MLI低温管道的多场耦合分析。

运载火箭低温输送系统间歇泉特性及抑制方案探究

为研究重型运载火箭液氧管道中的间歇泉现象并设计有效的抑制方法,调研分析了不同领域中间歇泉的研究现状及低温领域间歇泉的特点。揭示了低温推进剂管道中间歇泉的动态特性和产生机理,提出了重型运载火箭间歇泉抑制方法。研究表明:1)低温领域发生间歇泉的管道结构参数、热流输入方式、液体性质与其他领域相比有较大不同;2)减压沸腾是间歇泉产生的主要原因,弹状气泡不是低温管道中产生间歇泉的必要条件;3)间歇泉过程中会出现剧烈的压力降低和突增现象,在恶劣工况下压力波动可达兆帕量级;4)根据重型火箭的管路布局方式,可选择氦气注入或者外界热流引起循环流动的方法来抑制间歇泉。

基于泄放阀泄放反力作用下的低温管系动态分析

应用CAESARII软件对某低温乙烯液体输送管系进行动态分析,校核了在泄放阀泄放反力作用下管系的位移、应力是否符合规范,并对管系结构进行了优化。结果表明:管系基频过低、应力超标,距离泄放阀最近端管系弯头纵向振幅较大,泄放阀泄放反力作用弯头位置横向振动剧烈,须重新对管系进行改进。提出改进方案:将管系中间位置约束改为固定支撑,以增大管系刚度;将距离泄放阀最近弯头处承重支撑改为弹簧支撑,以承担竖直方向的反冲力;在泄放阀进口管段设置阻尼约束,泄放阀出口管弯头位置加设承重支撑与限位,并调整限位与管系之间的间隙,找到最佳间隙为6.63 mm。据改进后的方案重新建模并分析,管系在X、Y、Z向的最大振幅分别减弱了88.12%、76.02%、99.86%。

结霜工况下空温式翅片管气化器传热试验研究

为深入掌握低温液体在空温式翅片管汽化器内的气化情况以及其与翅片管表面霜层生长的相互影响规律,以液氮为介质进行了低温液体在空温式翅片管气化器内的气化试验。通过热电偶和刻度带分别对翅片管上不同位置的温度和霜层厚度进行了测量,并分析了翅片管表面霜层的生长规律及翅片管内低温液体的流动特性。结果表明:气化器表面结霜过程受冷表面温度影响较大,冷表面温度越低,结霜速率越大,霜层越厚。结霜工况下的气化器工作状态分预冷和稳态两种工作状态。预冷工作状态低温液体进入气化器后迅速气化,其过程包含气液两相和单气相两个换热段。稳态工作状态低温液体在气化器内气化经历单液相、气液两相、单气相三个换热段,单液相段翅片管表面结霜最为严重,单气相段翅片管表面无霜晶形成。因此认为,可通过分状态分段设计空温式翅片管气化器从而减弱结霜对翅片管传热的影响,提高气化器换热效率。

火箭升空低温推进剂出流特性仿真研究

运载火箭升空期间,确保主发动机工作时不夹气的液体推进剂足量供应至关重要。本文针对升空过载下火箭燃料箱出流装置的工作特性与设计要求,建立CFD模型,就不同工况下输送管出现气体时对应的剩余液体量进行数值仿真与对比研究,研究因素包括:出流口是否采用锥角过渡、出流口上方是否布置隔板及隔板几何结构、出流口设置过滤器等。结果表明:采用锥角过渡,可显著降低不可用液体推进剂,最佳锥角约为30°;布置隔板有利于低温推进剂纯液相供给,且存在最优的隔板高度和长度;球壳型隔板可使不可用推进剂进一步减少约0.25%;出流口设置过滤器可拦截固体杂质及大气泡进入输送管;相较于液氧,液氢表面张力维持气液界面稳定性的能力更差,对出流结构的优化设计要求更高。

低温风洞电动推杆热防护结构设计及传热分析

为解决低温风洞中电动推杆的热防护问题,设计了使其能够在低温风洞高温工况(323 K)和低温工况(110 K)下正常工作的热防护结构。采用数值模拟方法校核了热防护结构强度及刚度,分析了电机发热功率,冷却气体流量和加热片加热功率等因素对推杆元件温度的影响。结果表明:低温风洞内压力达到极值0.35 MPa时,由厚度5 mm,材料S30408不锈钢制成的圆筒形热防护结构最大变形量为0.397 mm,最大应力为160.62 MPa;冷却气体流量大于等于0.005 kg/s时,高温和低温工况下电机最高温度均不大于418 K的允许工作温度;当加热功率达到500 W时,缸杆端部各考察截面温度均高于263 K;在高温工况和加热功率为500 W的低温工况下,冷却气体流量为0.005 5kg/s时,缸体、缸杆均能维持在263—313 K的工作温度,且高温工况最大温升与温差分别为3.62、2.81 K,低温工况最大温降与温差分别为4.94、6.82 K,满足温度稳定性与均匀性要求。

基于有限元方法的L型低温管道传热及强度分析

为了研究HV-MLI低温管道各部件在复杂载荷作用下的强度,以某一型号水平-竖直走向的L型HV-MLI低温管道为例,建立了热-结构耦合分析有限元模型。计算得出各工况下的管道温度场分布,以及管道中内管、外管、热桥和绝热支撑上的应力分布情况。分析结果表明:管道的绝热设计满足使用要求,绝热支撑和热桥是外界热量漏入管道的主要途径;L型HV-MLI低温管道中内管与弯头的等效应力随内管内压的增加而增大。在实际使用过程中内管、外管、弯头、热桥等结构不易发生危险;层间剪应力过大是绝热支撑的主要破坏因素。

低温潜液泵出口管系振动特性分析

与管系相连的动力设备对管内流体提供一定的激发,使管内流体呈脉动状态。脉动流体对管系弯头、异径管、阀门等元件集中施加一定周期的脉动激振力,引发管系振动,管系振动会引发一系列的安全问题。为此,以低温潜液泵出口管系为例,应用CAESARII软件对其进行谐响应分析,计算了潜液泵轴频激励下流体压力脉动激发的管线谐响应结果。结果表明:管系基频过低,应力超标,压力脉动下管系振动剧烈,需采取一定的防护措施以消弱管系振动;通过改变管系支撑结构与布置、减小管口附加位移、调整阀门等附件在管系中的位置,可减弱管系振动。

低温风洞螺旋升降机热防护结构设计及性能分析

针对螺旋升降机的结构特点及低温风洞元件的工程防热要求,设计了不锈钢承压防护壳内置聚氨酯绝热层的三段式热防护结构。利用有限元软件建立了热防护结构数值模型,在低温风洞的低温与常温工况下进行了结构与传热分析,获得了热防护结构应力、变形及温度场分布情况。结果表明:热防护结构承受0.35MPa最大压差载荷时,其最大应力出现在防护壳中段与纵向加强筋连接处,经强度校核得到热防护结构在工作载荷条件下满足强度要求;热防护结构载荷系数为74.5(>3),一阶屈曲载荷为26.1MPa(>0.35MPa),热防护结构满足稳定性要求;低温与常温工况下,聚氨酯绝热层厚度为40mm,热防护结构内通入氮气流量分别为0.01kg/s和0.02kg/s时,螺旋升级机结构均处于263K-313K的安全温度范围内。

低温风洞电动推杆热防护结构非线性屈曲分析

为避免电动推杆元件在低温风洞中工作时受到低温损伤而无法正常工作,设计了使其能够在低温环境下正常工作的热防护结构。基于ANSYS软件建立了热防护结构有限元模型并进行线性屈曲分析,得到了相应屈曲模态。考虑材料非线性,以线性屈曲模态作为结构初始几何缺陷形式,使用Newton-Raphson算法控制载荷加载对热防护结构进行了非线性屈曲分析。结果表明:一阶线性屈曲临界压力为1.651MPa,以其变形量的0.1倍作为初始几何缺陷得到非线性屈曲临界压力为1.544MPa,考虑安全系数(m=3)后许用外压为0.515MPa,高于低温风洞最大工作压力0.35MPa。热防护结构非线性屈曲临界压力随初始几何缺陷的增加而降低,当初始几何缺陷大于一阶线性屈曲模态变形量的约1.4倍时,许用外压低于0.35MPa,结构有可能发生失稳。不同初始几何缺陷形式对热防护结构的临界压力几乎无影响,但结构最终破坏形式不同。

结霜工况下翅片管气化器表面气流换热特性试验研究

为深入掌握气化器翅片管表面结霜过程中翅片管表面气流换热特性,以液氮为介质进行了翅片管表面结霜试验,分析了翅片表面结霜特性及气流温度、相对湿度沿翅片管轴向变化规律。结果表明:翅片管表面结霜最先出现在入口处的翅尖位置,沿翅片管径向越靠近翅根结霜现象越晚出现。结霜初期,翅片管(0mm—300mm)表面换热程度由强逐渐减弱,翅片管(600mm—900mm)表面换热程度由弱变强,随后逐渐减弱;结霜后期,整个翅片管表面换热程度呈稳定状态。可见,在设计气化器第一根翅片管时,应考虑适当增加翅片高度以延缓基管表面霜层的出现,提高气化器换热效率。这为进一步探寻合理有效抑制翅片管表面结霜方法提供了一定的理论基础。

LNG车载气瓶内胆结构强度有限元分析

LNG车载气瓶作为移动式压力容器,不仅承受内压载荷的作用,还承受移动工况下液体冲击载荷作用。以某型号LNG车载气瓶内胆为研究对象,采用有限元法,对其应力分布进行分析,结合相应标准对内胆进行强度校核,进一步研究汽车在紧急刹车和路面凹坑工况下液体冲击载荷对内胆强度的影响。结果表明:气瓶内胆满足强度要求;在紧急刹车及路面凹坑工况下,气瓶内胆最大应力出现在前封头内表面底部折弯处,且明显大于仅受液体内压引起的最大应力;与汽车经过路面凹坑工况相比,汽车紧急刹车工况更危险。因此,在实际行车过程中应尽量避免紧急刹车,经过路面凹坑时需谨慎驾驶。

回热循环对航天器热泵系统性能影响研究

为研究R12回热循环对航天器单级蒸汽压缩式热泵系统性能的影响,搭建了热泵性能测定实验装置,从排气温度、耗功量、制冷量及制冷系数等方面分析了回热循环对热泵系统性能的影响。结果表明:在有、无回热循环两种工况下,实验测得的排气温度、耗功量、制冷量、制冷系数均随量热器温度的升高而增大;同一量热器温度下,回热循环在提高系统制冷量的同时会增加压缩机耗功,引起排气温度升高,但制冷量的增长幅度大于压缩机耗功的增长幅度。当量热器内温度为16℃、20℃、24℃、28℃时,回热循环带来的制冷系数增长率分别为50%、39.6%、32.7%、27.6%。因此R12回热循环对提高系统制冷系数是有效的。在此基础上,基于Aspen Plus软件建立了实验流程模型,采用NRTL-RK物性方法对有、无回热热泵循环进行模拟计算。模拟结果与实验结果两者间误差较小,说明软件模拟实际热泵流程的可靠性较高,今后可进一步利用Aspen Plus软件作热泵系统性能的深入研究。