低比转速LNG潜液泵的设计与工作特性研究

为自主开发LNG潜液泵并打破国外LNG泵技术垄断,本文开展了LNG低温泵主要过流部件的设计匹配,通过对可行性的设计思路和4种方案进行评估和优化,获得方案2等螺矩+7个长叶片为最佳方案。借助CFD仿真软件对LNG低温泵的流体域进行数值计算,并通过试验进行验证,试验结果显示,LNG低温泵的效率比ACD潜液泵高8.29%,汽蚀降低0.07m,优于国外同类典型型号,同时采用先进的耐低温材料、加工工艺和制造方法,提高了设计生产过程的可控性,采用与实际运行环境更接近且安全性能更高的液氮代替LNG进行低温试验,该泵型的开发成功,可为国产化提供参考。

大型热力循环泵的设计优化与试验研究

以某项目中的水平中开式高压双吸循环泵为研制对象,为实现供热系统节能运行,降低供热成本,对热水循环泵的高性能、高扬程、高可靠性提出较高的要求。考虑到输送介质是130℃高温热水,泵的工作压力为1.6 MPa,要求整个壳体结构满足强度,各部件热变形对组件配合间隙变化量影响较小,借鉴优秀的水力性能同时兼顾结构的合理性,对叶轮、吸入室、压出室进行水力设计。设计完成后借助分析软件对泵的性能、结构强度、热变形量以及转子动力学进行仿真和优化,通过试验验证测试,产品满足设计要求,达到客户使用要求。

基于集总参数方程的超燃冲压发动机性能计算模型

针对目前常用的基于微分方程的超燃冲压发动机性能计算模型的不足,提出了基于集总参数方程的超燃冲压发动机性能计算模型。将基于控制体法的0D积分形式的守恒方程(流量连续方程、动量守恒方程和能量守恒方程)和化学动力学模型相结合,辅以临界流量法,应用于隔离段和燃烧室的1D流场计算,实现了双模态超燃冲压发动机各种模态的隔离段和燃烧室的流量平衡计算,可以捕捉到热力学喉道,确定了隔离段流动状态和燃烧室的工作模态,进而实现超燃冲压发动机全飞行包线内和全工况下的特性计算。计算结果表明,基于集总参数方程的计算模型不但能够克服基于微分方程的计算模型的缺点,而且还具有计算精度高、计算速度快、收敛性好等优点,为超燃冲压发动机总体性能计算和方案设计提供了一种很好的参考。

基于线性自抗扰控制器的燃气流量可调发生器压强控制算法研究

为了提高对燃气发生器燃气流量的控制效果,建立了一种压强闭环控制系统。分析了此系统的工作原理,并建立系统的动态模型。针对系统模型的特性,设计线性自抗扰控制器对其进行控制。由于扩张状态观测器的存在,线性自抗扰控制器在一个较大的范围内很好地补偿了系统参数波动对输出的影响,提高了系统的响应速度与控制精度。在不同工况与干扰下仿真结果表明,相对于传统控制器,线性自抗扰控制器缩短了30%的调节时间,降低了约50%的干扰输出,具有更好的动态特性。

扰流片推力矢量控制系统动态特性研究

针对固体火箭发动机的推力矢量控制系统的需求,分析了扰流片系统的工作原理,设计了圆弧型扰流片;根据扰流片的安装位置关系,推导了扰流片摆角与伸入喷管出口流场高度的关系式;对加载单个圆弧型扰流片的喷管三维流场进行数值模拟,得到扰流片产生气动力的大小随扰流片伸入流场高度的变化规律;并通过固体火箭发动机的点火试验,验证所设计的扰流片系统在阶跃响应和正弦加载下的动态特性。结果表明:扰流片推力矢量控制系统在最大偏转角度38°时,阶跃响应时间为55ms,最大偏差0.6°,超调量2.02%;偏转角8°时,正弦加载测得系统带宽10Hz。

流量可调燃气发生器压力闭环模糊控制算法

为了改进流量可调燃气发生器的调节精度,引入燃气发生器压力闭环控制,针对流量可调燃气发生器压力闭环控制特点,在压力闭环中引入了模糊积分控制,此控制算法响应速度快,超调量较小,不同工况及长时间工作下系统仍然有较好的动态特性。

端壁采用孔式抽吸对扩压叶栅气动性能的影响

为明晰孔式附面层抽吸技术对压气机叶栅气动性能的作用效果,实验研究了在端壁不同位置设置抽吸孔时对大折转角扩压叶栅壁面流谱、出口二次流及损失的影响。研究结果表明,端壁抽吸改变了原型叶栅内部流场结构,角区分离起始点前进行附面层吸除可有效延缓通道涡的形成,降低叶栅损失;分离起始点之后角区分离已经充分发展的位置不宜布置抽吸孔;相比较抽吸槽,采用抽吸孔可以通过更少的抽吸量达到相同程度地对叶栅流动性能的改善。

部件性能非确定性对涡轴发动机性能影响量化方法研究

航空发动机各部件性能非确定性的累积叠加会导致发动机总体性能的非确定性。建立了基于蒙特卡洛概率设计方法的非确定性涡轴发动机数学模型,用以量化发动机各部件性能的非确定性对发动机性能的影响。结果表明:各部件性能按正态分布进行非确定性变化时对发动机性能有明显影响,与发动机确定性模型所计算的性能100%达标相比,输出功率的达标概率为49.32%,耗油率的达标概率为50.83%,模型量化结果合理且均方根误差小于3%。发动机在采用限制涡轮前温度的控制规律后,输出功率和耗油率的达标概率进一步降低。

高超声速风洞进气道流量系数测量精度影响因素研究

进气道是飞行器动力装置的重要组成部分,准确测量进气道流量系数是进气道风洞试验的重要内容。对来流马赫数Ma=4.5,5.0和6.0状态下皮托管进气道开展流量系数测量研究,通过对比理论值和实测值,获取各状态流量系数修正系数。试验结果表明,随着来流马赫数增加,进气道流量系数与理论值偏差较明显,并逐渐增大。超声速风洞试验通常认为测量截面总温与来流总温相等,通过对测量截面总温与来流总温偏差以及测量截面流场畸变情况的分析,判断测量偏差主要是由测量截面总温等于来流总温的假设导致的。在高超声速风洞试验中,由于模型壁面热交换的存在,测量截面总温低于来流总温,进气道流量系数测量时需要进行总温修正,以提高流量测量精度。

基于疲劳裂纹形成曲线的裂纹扩展分析数值方法

通过损伤力学将裂纹形成与裂纹扩展两个过程有机结合在一起。根据裂纹形成阶段的疲劳曲线,获取损伤演化方程中的材质参量,通过损伤力学—有限元法,确定了裂纹扩展阶段中裂纹尺寸与载荷循环次数之间的关系,从而将裂纹萌生与扩展由当作两个独立过程纳入一个统一的理论体系。因此,在裂纹形成与裂纹扩展两阶段的任一试验数据已知的情况下,均可根据损伤力学—有限元法获取另一阶段数据,这就大大减少试验数量,并可弥补试验手册数据的不足。

并联式涡轮冲压组合发动机安装性能数值模拟

为了研究涡轮基组合循环发动机的安装性能,基于美国Georgia大学工程技术研究中心提出的HSF高速飞行器,选择并联式涡扇-冲压组合发动机方案作为研究对象。采用数值模拟方法,研究了并联式涡扇-冲压组合发动机的工作模式转换点的确定方法,以及模式转换过程中气动参数变化和几何调节规律,建立了适用于并联式涡轮基组合发动机的进排气系统安装损失计算模型及安装性能计算模型。研究表明,通过几何和发动机供油规律调节,可保证在推力连续的准则下完成工作模式转换,发动机的安装性能满足飞行器的要求。

高密度烃燃料雾化特性试验

采用试验手段研究了高密度烃燃料在直射式喷嘴情况下的雾化规律,采用数字图像处理技术,使用粒子图像测速系统（PIV）对其在横向高温气流中形成的喷雾场进行图像测量和分析。初步研究了气流温度、油压、气压与气流速度对高密度烃燃料雾化特性的影响,以及射流与喷嘴距离对喷雾粒子索太尔平均直径（SMD）的影响。试验结果显示：气流温度和油压的增加有助于提高高密度烃的雾化效果。在研究气流速度对其影响时,要考虑加热气流蒸发产生的影响,在雾化初始阶段速度因素占主导地位,而在下游距离喷嘴50~75mm间的某一位置开始,蒸发因素将起到主要作用。通过数值计算与实验比较,进一步说明了高温气流蒸发作用在颗粒二次雾化中的重要性。研究结果为优化设计高密度烃燃料发动机燃烧室提供依据。

MEMS固体化学微推进阵列的微冲量测试技术

为了评价MEMS(Micro Electro Mechanical Systems)固体化学微推进阵列的推进性能,对其单元微冲量的精确测试显得尤为重要。在传统冲击摆的基础上,考虑微推进器推力和燃气射流冲击力之间的比例关系,设计了一套适用于MEMS固体化学微推进阵列单元微冲量的间接测试装置,并成功用于6×6规格(单元集成度为36个/cm2)微推进阵列的实际测试中。结果表明:典型实验数据下的待测微冲量为2.5442×10-4N.s,相对误差小于5%;实测8个单元的微冲量平均值为2.5574×10-4N.s,相对偏差较小,具有很好的重复性。

预旋进气小尺寸涡轮叶片冷却的流动换热

为了获得一种具有直通式冷气预旋进气系统的小型燃气轮机涡轮叶片的流动与换热特性,采用气热耦合计算方法进行数值研究,分析了总压损失、冷却效果和涡轮效率随预旋角、冷气雷诺数和无量纲质量流量的变化规律。结果表明,涡轮叶片预旋进气冷却的总压损失随冷气雷诺数和无量纲质量流量的增大而增大,但基本不受预旋角大小的影响;涡轮叶片的冷却效果随预旋角的减小、冷气雷诺数或无量纲质量流量的增大而增强,但不会改变其表面的温度分布特征;预旋进气冷却时的涡轮效率随冷气雷诺数的增大、预旋角或无量纲质量流量的减小而提高。

煤油总包反应机理对超声速燃烧的影响

为考察不同总包反应机理对超声速燃烧数值模拟的影响,以煤油燃料超燃冲压发动机支板加凹腔燃烧室为研究对象,分别采用单步和两步总包反应机理对其燃烧过程进行了三维数值模拟研究。对比分析表明,采用的单步反应机理计算结果与实验值呈现明显差异;而两步反应机理的壁面静压计算结果与实验数据吻合良好,验证了计算过程的有效性。该单步反应机理在前支板处局部反应释热量过大过快,致使超燃室内出现热壅塞现象;而两步反应机理的反应和释热规律更为合理,更逼近真实燃烧过程。

超燃冲压发动机支板热性能研究

针对双模态超燃燃烧室内分别处于上游(高速、较低总温)和下游(较低速、高总温)不同热环境下十字交叉布置的支板,通过数值仿真,从材料选择、辐射影响程度及主被动热防护措施三方面研究了支板换热问题,并且研究了不同冷却水流速对支板前缘冷却性能的影响。结果表明:上游支板受气动加热影响比下游支板显著;对于所计算工况,考虑支板与气体之间的辐射作用后,上下游支板前缘温度均下降约150K;对下游支板进行主动冷却效果明显,冷却水流速为10m/s能满足长时间工作要求。

含裂纹板断裂韧度厚度效应的理论与应用

从理论角度对断裂韧度厚度效应进行了研究。在线弹性断裂力学与含裂纹板的二维位移场的基础上,给出分离变量型的具有待定函数的三维位移场的表达式,进而通过几何方程与物理方程获取三维应变场和三维应力场。进一步,通过虚位移原理,使用变分方法建立待定函数所应满足的支配方程与边界条件,从而确定待定函数。基于卜述分析,建立一个断裂韧度与试样厚度关系的理论表达式。最后通过两种试验材料LY12CZ(L-T)与TC4(L-T)进行了验证。

多孔介质内流体流动的格子Boltzmann模拟

采用格子Boltzmann方法模拟多孔介质内的流动过程,通过预测渗透率,比较了单松弛模型、多松弛模型和熵格子模型在多孔介质计算中的优劣,为研究多松弛模型中各自由参数的影响,选择了12种组合进行模拟,此外,还将大涡模拟与格子Boltzmann方法相结合模拟了多孔介质内高Reynolds数下的流动及流型的转变。结果表明:单松弛模型和熵格子模型预测的渗透率随黏度逐渐增大,而多松弛模型得到的结果随黏度变化很小,另外,多松弛模型中不同松弛参数的组合对结果有较大的影响,通过比较推荐了模拟多孔介质时的最佳组合,计算结果与经验公式吻合较好。大涡模拟与多松弛模型结合较好地预测了多孔介质内流型的转变,Reynolds数越大,多孔介质内的涡越多,并且变大。

RBCC引射火箭燃烧室设计及试验研究

为了满足RBCC推进系统需求,进行了气氧/煤油引射火箭燃烧室的设计和试验研究。燃烧室室压为2MPa,氧燃比为1.6,火箭流量在95~285g/s范围内变化。通过火箭单独的冷、热态试验,对其流量控制、点火、喷注及面板和身部热防护进行了考核验证,均得到了较满意的结果。在此基础上研究了RBCC联试中火箭燃烧室的工作性能,试验结果表明:燃烧室的特征速度燃烧效率能达到88%~98%,且受到流量、氧燃比、动量通量比和喷注压降的影响较大,在适合的范围内选取大的动量通量比和喷注压降,能得到更好的雾化、掺混及燃烧性能;气氧/煤油的内直外旋喷嘴构型在煤油压降仅为设计点的11%时,仍能通过有效的气动作用,获得88%以上的特征速度燃烧效率;点火器的吹除气在占到火箭流量5%时,会造成燃烧室3%的性能损失,需要在试验中进行控制并在性能计算时予以考虑。在对火箭单试和联试的比较中发现,联试中由于其特征长度长燃烧更充分,火箭得到了近7%的特征速度燃烧效率增长。

基于吸收光谱原理的高温水汽浓度测量方法研究

可调谐半导体激光吸收光谱（tunable diode laser absorption spectroscopy,简称为TDLAS）技术具有高灵敏度、快速响应、非接触式、环境适应性强等优点,能够实现燃烧温度、组分浓度、速度等参量的实时动态在线测量。为准确测量高温下的水汽浓度,采用窄带半导体激光器作为光源,结合实验室的高温测量系统,记录了常压下1.39μm附近水汽在773~1 273K温度范围内的吸收光谱,利用多线组合非线性最小二乘法拟合得到高温吸收光谱的吸光度,找出了两条适合高温水汽浓度测量的吸收线7 154.35和7 157.73cm^-1,首次提出高温水汽浓度测量的模型求解方法,该方法测得的高温下水汽浓度符合理论推理,浓度测量的标准误差低于0.2%,相对误差低于6%。通过实验验证了该测量方法的可行性。