推进技术
2001年第22卷第1期文章目次
2001, 22(1):1-5.
摘要:
建立了加速可靠性增长试验 (ARGT)的理论基础 ,包括给出ARGT的加速系数 (Af)的定义与性质 ,这些性质与正常加速应力条件下有相同故障机理条件间的本质联系 ,并将这些结果用于常见的可靠性增长模型。最后提出了作ARGT统计分析所依据的基本假定。
建立了加速可靠性增长试验 (ARGT)的理论基础 ,包括给出ARGT的加速系数 (Af)的定义与性质 ,这些性质与正常加速应力条件下有相同故障机理条件间的本质联系 ,并将这些结果用于常见的可靠性增长模型。最后提出了作ARGT统计分析所依据的基本假定。
2001, 22(1):6-9.
摘要:
说明了硼粒子在热空气中的点火现象。阐述了两种不同的硼粒子点火机理和实验依据及相应的化学反应 ,比较了不同点火机理下硼粒子氧化层的产生和消耗速率 ,分析了影响硼粒子点火的因素 ,建立了硼粒子在空气中点火的数学模型。
说明了硼粒子在热空气中的点火现象。阐述了两种不同的硼粒子点火机理和实验依据及相应的化学反应 ,比较了不同点火机理下硼粒子氧化层的产生和消耗速率 ,分析了影响硼粒子点火的因素 ,建立了硼粒子在空气中点火的数学模型。
2001, 22(1):10-14.
摘要:
为了计算固液混合式火箭冲压发动机补燃室内的三维反应流场 ,用块隐式法求解气相Navier Stokes方程组 ,用连续介质模型和k ε Ap 模型计算颗粒相的湍流流动与蒸发过程 ,用修正的k ε g模型描述燃料的燃烧。为了分析发动机设计参数对反应流场的影响 ,用不同的条件进行计算 ,并由此分析了补燃室几何结构和液体燃料初始颗粒直径对燃烧效率的影响。算例表明 ,计算方法有效可行 ,数值结果能够反映流场结构、液体燃料的蒸发和两种燃料的燃烧过程。
为了计算固液混合式火箭冲压发动机补燃室内的三维反应流场 ,用块隐式法求解气相Navier Stokes方程组 ,用连续介质模型和k ε Ap 模型计算颗粒相的湍流流动与蒸发过程 ,用修正的k ε g模型描述燃料的燃烧。为了分析发动机设计参数对反应流场的影响 ,用不同的条件进行计算 ,并由此分析了补燃室几何结构和液体燃料初始颗粒直径对燃烧效率的影响。算例表明 ,计算方法有效可行 ,数值结果能够反映流场结构、液体燃料的蒸发和两种燃料的燃烧过程。
2001, 22(1):15-18.
摘要:
发展了一套可以对底部有二次流的气动塞式喷管的性能进行预示的数值方法 ,采用二阶精度的NND格式求解二维层流N S方程 ,对底部二次流的入口边界条件进行了特殊处理。以一种实验用的直排式气动塞式喷管为对象 ,针对两种不同的背压条件 ,对二次流流量分别为主流的 0 % ,1% ,3%和 5 %的几种工况研究了塞式喷管底部二次流流量变化对喷管性能影响。计算结果表明 ,底部二次流的加入使得气动塞式喷管性能有比较明显的提高。数值方法可以用于气动塞式喷管的设计和性能预报。
发展了一套可以对底部有二次流的气动塞式喷管的性能进行预示的数值方法 ,采用二阶精度的NND格式求解二维层流N S方程 ,对底部二次流的入口边界条件进行了特殊处理。以一种实验用的直排式气动塞式喷管为对象 ,针对两种不同的背压条件 ,对二次流流量分别为主流的 0 % ,1% ,3%和 5 %的几种工况研究了塞式喷管底部二次流流量变化对喷管性能影响。计算结果表明 ,底部二次流的加入使得气动塞式喷管性能有比较明显的提高。数值方法可以用于气动塞式喷管的设计和性能预报。
2001, 22(1):19-21.
摘要:
研究了常温推进剂液体火箭发动机充填过程的建模问题。对推进剂充填管道系统进行有限元分割 ,应用基本守恒定律于充满推进剂的单元和充满气体的单元 ,两相单元则采用等效流容方程 ,建立了常温推进剂管道系统充填过程的有限元状态变量模型。模型面向液体推进系统动态过程控制与通用仿真。利用该模型 ,对一管道充填过程进行了仿真计算 ,给出了有关计算结果。
研究了常温推进剂液体火箭发动机充填过程的建模问题。对推进剂充填管道系统进行有限元分割 ,应用基本守恒定律于充满推进剂的单元和充满气体的单元 ,两相单元则采用等效流容方程 ,建立了常温推进剂管道系统充填过程的有限元状态变量模型。模型面向液体推进系统动态过程控制与通用仿真。利用该模型 ,对一管道充填过程进行了仿真计算 ,给出了有关计算结果。
2001, 22(1):22-25.
摘要:
为了准确分析空气液化发动机对飞行器性能的影响 ,有必要分析发动机在整个飞行过程中的参数变化。对基本空气液化方案和空气液化分离方案两种发动机进行了构型和系统分析。计算表明空气液化发动机的推力、比冲等重要的总体参数在飞行过程中会有较大的变化。分析数据对全面、准确分析飞行器性能提供了依据。
为了准确分析空气液化发动机对飞行器性能的影响 ,有必要分析发动机在整个飞行过程中的参数变化。对基本空气液化方案和空气液化分离方案两种发动机进行了构型和系统分析。计算表明空气液化发动机的推力、比冲等重要的总体参数在飞行过程中会有较大的变化。分析数据对全面、准确分析飞行器性能提供了依据。
2001, 22(1):26-29.
摘要:
为了研究弹用涡轮喷气发动机动态启动加速过程 ,开展了发动机火箭橇试验研究。通过火箭橇试验 ,可掌握导弹发射条件下弹用涡轮喷气发动机启动加速特征 ,暴露发动机在启动加速方面的设计缺陷。火箭橇试验能够真实的模拟导弹发射条件 ,它对于弹用涡轮喷气发动机研究具有十分重要的意义。
为了研究弹用涡轮喷气发动机动态启动加速过程 ,开展了发动机火箭橇试验研究。通过火箭橇试验 ,可掌握导弹发射条件下弹用涡轮喷气发动机启动加速特征 ,暴露发动机在启动加速方面的设计缺陷。火箭橇试验能够真实的模拟导弹发射条件 ,它对于弹用涡轮喷气发动机研究具有十分重要的意义。
2001, 22(1):30-32,39.
摘要:
用一种双边界代数方法生成二维网格 ,通过在超限插值函数中引入边界的一阶导数实现网格与边界的正交 ,采用几何一致性条件保证物理区域不变形 ,发展一系列拉伸方程控制网格在边界或给定位置的间距。应用此方法生成了满意的喷管内流场网格 ,网格生成效率明显优于微分方程网格生成方法。
用一种双边界代数方法生成二维网格 ,通过在超限插值函数中引入边界的一阶导数实现网格与边界的正交 ,采用几何一致性条件保证物理区域不变形 ,发展一系列拉伸方程控制网格在边界或给定位置的间距。应用此方法生成了满意的喷管内流场网格 ,网格生成效率明显优于微分方程网格生成方法。
2001, 22(1):33-35.
摘要:
为了对挤压油膜阻尼器 (SFD) 转子系统非线性动力特性进行分析 ,提出了油膜力数据库方法 ,即将挤压油膜阻尼器轴颈沿径向和周向的速度变化范围从 (-∞ ,+∞ )转化到 (- 1,+ 1) ,给定阻尼器的长径比 ,用有限差分法建立了挤压油膜阻尼器轴颈在各离散运动状态下的油膜力数据库 ,直接或通过插值求得对应运动状态下的非线性油膜力 ,从而有效地解决了非线性油膜力的快速计算问题。实际算例计算结果表明 ,该方法无论在速度还是在精度上都能满足要求 ,对实际转子系统的动力特性分析及优化设计具有一定的应用价值。
为了对挤压油膜阻尼器 (SFD) 转子系统非线性动力特性进行分析 ,提出了油膜力数据库方法 ,即将挤压油膜阻尼器轴颈沿径向和周向的速度变化范围从 (-∞ ,+∞ )转化到 (- 1,+ 1) ,给定阻尼器的长径比 ,用有限差分法建立了挤压油膜阻尼器轴颈在各离散运动状态下的油膜力数据库 ,直接或通过插值求得对应运动状态下的非线性油膜力 ,从而有效地解决了非线性油膜力的快速计算问题。实际算例计算结果表明 ,该方法无论在速度还是在精度上都能满足要求 ,对实际转子系统的动力特性分析及优化设计具有一定的应用价值。
2001, 22(1):36-39.
摘要:
采用非定常薄层Navier Stokes紊流运动方程来描述一跨声轴流压气机中径处的二维转 静非定常流场 ,速度脉动的相关分析表明转子尾迹对静子的势流流场几乎没有什么影响 ,而粘性的影响取决于叶片排之间的轴向距离。
采用非定常薄层Navier Stokes紊流运动方程来描述一跨声轴流压气机中径处的二维转 静非定常流场 ,速度脉动的相关分析表明转子尾迹对静子的势流流场几乎没有什么影响 ,而粘性的影响取决于叶片排之间的轴向距离。
2001, 22(1):40-42,76.
摘要:
为了探讨沙丘驻涡蒸发式稳定器低压性能降低的原因 ,寻求改善措施 ,对稳定器常压下的流阻特性及低压下的点火及火焰稳定特性进行了试验研究 ,试验中改变了稳定器的开孔规律 ,低压试验的进气压力分别为0 0 8MPa ,0 0 6MPa及 0 0 5MPa。试验发现 :原型稳定器从主流引入稳定器内的气流破坏了常规沙丘驻涡稳定器特殊型面形成的理想流场 ,恶化了从蒸发盘出口的两相混气的二次雾化、蒸发及掺混 ,使稳定器低压性能降低 ,改型后其点火及火焰稳定性能明显提高 ,总体性能超过V型蒸发式稳定器
为了探讨沙丘驻涡蒸发式稳定器低压性能降低的原因 ,寻求改善措施 ,对稳定器常压下的流阻特性及低压下的点火及火焰稳定特性进行了试验研究 ,试验中改变了稳定器的开孔规律 ,低压试验的进气压力分别为0 0 8MPa ,0 0 6MPa及 0 0 5MPa。试验发现 :原型稳定器从主流引入稳定器内的气流破坏了常规沙丘驻涡稳定器特殊型面形成的理想流场 ,恶化了从蒸发盘出口的两相混气的二次雾化、蒸发及掺混 ,使稳定器低压性能降低 ,改型后其点火及火焰稳定性能明显提高 ,总体性能超过V型蒸发式稳定器
2001, 22(1):43-46.
摘要:
为探索轴对称射流准确的数值模拟方法 ,根据可压缩的轴对称N S方程 ,利用二阶精度的有限体积法对轴对称的自由射流和垂直冲击射流进行数值模拟。结果表明采用Spalart Allmaras湍流模型 ,可很好描述射流流动。收缩喷嘴射流计算应从出口上游的内流开始 ,而不能在出口截面上给定声速条件。计算结果与实验吻合较好 ,所获得的喷嘴内外部流场的流动状况以及冲击射流参数分布 ,可用于优化喷嘴内部结构设计。
为探索轴对称射流准确的数值模拟方法 ,根据可压缩的轴对称N S方程 ,利用二阶精度的有限体积法对轴对称的自由射流和垂直冲击射流进行数值模拟。结果表明采用Spalart Allmaras湍流模型 ,可很好描述射流流动。收缩喷嘴射流计算应从出口上游的内流开始 ,而不能在出口截面上给定声速条件。计算结果与实验吻合较好 ,所获得的喷嘴内外部流场的流动状况以及冲击射流参数分布 ,可用于优化喷嘴内部结构设计。
2001, 22(1):47-49.
摘要:
以一个典型的泵压式液体火箭发动机 (LRE)为对象 ,针对发动机的几种泄漏故障 ,先用主成分分析法对泄漏故障的原始样本进行降维 ,然后利用降维的样本 ,用自组织网络对泄漏故障进行识别 ,仿真结果表明 ,这一方法能对泄漏故障进行很好的识别。
以一个典型的泵压式液体火箭发动机 (LRE)为对象 ,针对发动机的几种泄漏故障 ,先用主成分分析法对泄漏故障的原始样本进行降维 ,然后利用降维的样本 ,用自组织网络对泄漏故障进行识别 ,仿真结果表明 ,这一方法能对泄漏故障进行很好的识别。
2001, 22(1):50-53.
摘要:
为了获得实时、准确、可靠的液体火箭推进系统非线性动态模型 ,使其适用于控制系统的设计和故障检测与诊断 ,基于RBF (RadialBasisFunction)神经网络理论和系统工作机理 ,综合考虑了系统的动态信息 ,适当选择了输入输出参数 ,建立了一种多输入多输出的液体火箭推进系统非线性动态模型。模型的输出与实际试车结果的对比分析表明 ,模型的计算时间短、实时性强、精度高 ,可用于液体火箭推进系统的实时状态监控、故障诊断及控制系统设计等。
为了获得实时、准确、可靠的液体火箭推进系统非线性动态模型 ,使其适用于控制系统的设计和故障检测与诊断 ,基于RBF (RadialBasisFunction)神经网络理论和系统工作机理 ,综合考虑了系统的动态信息 ,适当选择了输入输出参数 ,建立了一种多输入多输出的液体火箭推进系统非线性动态模型。模型的输出与实际试车结果的对比分析表明 ,模型的计算时间短、实时性强、精度高 ,可用于液体火箭推进系统的实时状态监控、故障诊断及控制系统设计等。
2001, 22(1):54-57.
摘要:
采用最小二乘拟合法建立用于航空发动机鲁棒控制系统设计的小偏差状态变量模型 ,即根据发动机非线性模型的小偏差动态响应数据直接拟合出其小偏差状态变量模型。由于建模误差在最小二乘意义下最小 ,因而应用该方法可以保证所建模型具有较高精度。此外该方法亦不受模型阶次的限制。应用该方法建立某型涡扇发动机的小偏差状态变量模型 ,具有较高的精度 ,从而验证了该方法的有效性。
采用最小二乘拟合法建立用于航空发动机鲁棒控制系统设计的小偏差状态变量模型 ,即根据发动机非线性模型的小偏差动态响应数据直接拟合出其小偏差状态变量模型。由于建模误差在最小二乘意义下最小 ,因而应用该方法可以保证所建模型具有较高精度。此外该方法亦不受模型阶次的限制。应用该方法建立某型涡扇发动机的小偏差状态变量模型 ,具有较高的精度 ,从而验证了该方法的有效性。
2001, 22(1):58-60.
摘要:
根据发动机模型非线性、关系式呈隐性和具有不确定性的工作特点 ,提出了一种基于Adaline网的发动机自适应控制方案 ,该方案中的神经网络辨识器和神经网络控制器均采用两层线性Adaline网 ,权值采用Widrow Hoffδ学习规则更新。仿真结果表明这种方法具有方案简单、稳定性好、实时性好等优点 ,可在全飞行包线内对发动机进行在线控制
根据发动机模型非线性、关系式呈隐性和具有不确定性的工作特点 ,提出了一种基于Adaline网的发动机自适应控制方案 ,该方案中的神经网络辨识器和神经网络控制器均采用两层线性Adaline网 ,权值采用Widrow Hoffδ学习规则更新。仿真结果表明这种方法具有方案简单、稳定性好、实时性好等优点 ,可在全飞行包线内对发动机进行在线控制
2001, 22(1):61-64.
摘要:
针对导弹水下发射时喷管的气体流动问题 ,建立了水下喷管流的简化模型 ,定性地研究水环境的惯性对水下喷管内气体流动造成的阻滞作用。计算显示受阻滞流量ΔQ及受阻滞时间Δt和喷管的喉部面积At 呈幂函数关系 ,固定其他参数仅改变水深 ,ΔQ及Δt和进口处气体的滞止压力p0 与当地水下静压之间的压力差也有幂函数关系。结果表明喷管所处的水下深度越大 ,喷管内气体流动受阻滞状况也就越严重 ,而减小喉部面积At 和适当增加膨胀比Ab/At 以及增加滞止压力p0 ,均有助于改善水环境对喷管喷出气体造成的阻滞状况。
针对导弹水下发射时喷管的气体流动问题 ,建立了水下喷管流的简化模型 ,定性地研究水环境的惯性对水下喷管内气体流动造成的阻滞作用。计算显示受阻滞流量ΔQ及受阻滞时间Δt和喷管的喉部面积At 呈幂函数关系 ,固定其他参数仅改变水深 ,ΔQ及Δt和进口处气体的滞止压力p0 与当地水下静压之间的压力差也有幂函数关系。结果表明喷管所处的水下深度越大 ,喷管内气体流动受阻滞状况也就越严重 ,而减小喉部面积At 和适当增加膨胀比Ab/At 以及增加滞止压力p0 ,均有助于改善水环境对喷管喷出气体造成的阻滞状况。
2001, 22(1):65-68,88.
摘要:
应用贴体坐标系下辐射传递方程的离散坐标法 ,数值模拟了三维叶片流道内的辐射换热 ,计算了进口燃气总温分别为 16 73K和 2 193K时 ,发动机叶片流道内燃气对发动机机匣、轮毂和叶片的入射辐射热流密度。数值模拟表明 ,当进口燃气总温增加 2 9 9%时 ,入射辐射热流密度将增加 188%～ 2 12 % ,与直角坐标系下有限体积法的计算结果比较 ,二者非常接近
应用贴体坐标系下辐射传递方程的离散坐标法 ,数值模拟了三维叶片流道内的辐射换热 ,计算了进口燃气总温分别为 16 73K和 2 193K时 ,发动机叶片流道内燃气对发动机机匣、轮毂和叶片的入射辐射热流密度。数值模拟表明 ,当进口燃气总温增加 2 9 9%时 ,入射辐射热流密度将增加 188%～ 2 12 % ,与直角坐标系下有限体积法的计算结果比较 ,二者非常接近
2001, 22(1):69-71.
摘要:
提出了一种采用激波风洞、激波管组合设备开展碳氢燃料超声速燃烧研究的实验方法。初步实验结果证实该方法切实可行。利用激波预热燃料并采用高温燃气流作为引导火焰可以将碳氢燃料的点火延迟缩短 ,火焰传播速度加快 ,有效解决了碳氢燃料点火延迟过长的问题。
提出了一种采用激波风洞、激波管组合设备开展碳氢燃料超声速燃烧研究的实验方法。初步实验结果证实该方法切实可行。利用激波预热燃料并采用高温燃气流作为引导火焰可以将碳氢燃料的点火延迟缩短 ,火焰传播速度加快 ,有效解决了碳氢燃料点火延迟过长的问题。
20 平台推进剂催化燃烧模型
2001, 22(1):72-76.
摘要:
为了研究平台推进剂燃烧机理 ,考虑到泡沫区内固相、气相及液相之间的各种作用 ,建立了多相反应燃烧模型 ,设计了数值解法 ,计算了相分布、燃速压力曲线等参数。初步结果表明 ,该模型可以解释平台效应 ,对推进剂配方研制有一定指导意义。
为了研究平台推进剂燃烧机理 ,考虑到泡沫区内固相、气相及液相之间的各种作用 ,建立了多相反应燃烧模型 ,设计了数值解法 ,计算了相分布、燃速压力曲线等参数。初步结果表明 ,该模型可以解释平台效应 ,对推进剂配方研制有一定指导意义。
2001, 22(1):77-80.
摘要:
研究了固体火箭发动机推进剂与包覆层界面脱粘在燃烧条件下扩展的影响因素。对含有预制脱粘面的试件进行了大量的燃烧试验 ,用X射线实时成像系统记录了燃烧过程 ;根据组成试件的不同材料特性 ,分别用粘弹性和线弹性有限元方法计算了试件在燃烧过程中的应力应变状态 ,并利用修正后的J积分法对脱粘面扩展的可能性进行了预估。理论分析和试验结果均表明 :燃烧室增压速率、脱粘面尺寸、边界条件等因素对脱粘面扩展均有较强的影响。该研究结果对制定固体火箭发动机装药失效判据有一定参考价值。
研究了固体火箭发动机推进剂与包覆层界面脱粘在燃烧条件下扩展的影响因素。对含有预制脱粘面的试件进行了大量的燃烧试验 ,用X射线实时成像系统记录了燃烧过程 ;根据组成试件的不同材料特性 ,分别用粘弹性和线弹性有限元方法计算了试件在燃烧过程中的应力应变状态 ,并利用修正后的J积分法对脱粘面扩展的可能性进行了预估。理论分析和试验结果均表明 :燃烧室增压速率、脱粘面尺寸、边界条件等因素对脱粘面扩展均有较强的影响。该研究结果对制定固体火箭发动机装药失效判据有一定参考价值。
2001, 22(1):81-84.
摘要:
为了确定推进剂中所用固化剂多异氰酸酯的质量指标 ,采用灰色关联度法分析多异氰酸酯的各项指标对推进剂力学性能的影响 ,通过计算发现 :(1)影响多异氰酸酯粘度的主要因素是高官能度的含量 ,而二官能度的含量是影响其平均官能度的主要因素 ;(2 )二官能度的含量是影响推进剂强度的最重要因素 ,而三官能度的含量和粘度是影响其伸长率的最重要因素。对于不能建立明确回归模型的实验 ,灰色关联度法可用于原材料多因素实验中的影响因素主次分析。
为了确定推进剂中所用固化剂多异氰酸酯的质量指标 ,采用灰色关联度法分析多异氰酸酯的各项指标对推进剂力学性能的影响 ,通过计算发现 :(1)影响多异氰酸酯粘度的主要因素是高官能度的含量 ,而二官能度的含量是影响其平均官能度的主要因素 ;(2 )二官能度的含量是影响推进剂强度的最重要因素 ,而三官能度的含量和粘度是影响其伸长率的最重要因素。对于不能建立明确回归模型的实验 ,灰色关联度法可用于原材料多因素实验中的影响因素主次分析。
2001, 22(1):85-88.
摘要:
建立了一套脉冲微型反应色谱系统 ,用以研究吸热型碳氢燃料结焦性能和结焦抑制剂效果。以正庚烷为裂解原料 ,在所研究的四种结焦抑制剂中 ,首次发现噻吩效果最好 ,加入质量分数为 1× 10 - 3 的噻吩可以抑制92 %的结焦。该系统具有设备简单、停留时间短、操作方便、参数容易变更的特点 ,所测定的数据合理 ,重复性好 ,适于快速评价结焦抑制剂。
建立了一套脉冲微型反应色谱系统 ,用以研究吸热型碳氢燃料结焦性能和结焦抑制剂效果。以正庚烷为裂解原料 ,在所研究的四种结焦抑制剂中 ,首次发现噻吩效果最好 ,加入质量分数为 1× 10 - 3 的噻吩可以抑制92 %的结焦。该系统具有设备简单、停留时间短、操作方便、参数容易变更的特点 ,所测定的数据合理 ,重复性好 ,适于快速评价结焦抑制剂。
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