推进技术
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2002, 23(4):307-310.
摘要:
基于Favre平均的N S方程和B/L代数湍流模型 ,采用Jameson格式和矩阵人工粘性 ,对“X”布局的混压式超声速进气道与弹体的一体化流场进行了数值模拟。研究解决了数值计算中的附面层抽吸及混压式进气道的启动问题 ;得出了进气道内外流场的马赫数分布和速度分布 ;讨论了绕弹体非均匀来流条件下 ,进气道的位置、附面层抽吸及攻角对进气道性能的影响和进气道外型形状对弹体气动力的影响。结果表明 ,对混压式进气道必须进行附面层抽吸 ,进气道的位置对进气道的性能有很大的影响 ,进气道的外型型面对弹体的气动性能有一定的影响
基于Favre平均的N S方程和B/L代数湍流模型 ,采用Jameson格式和矩阵人工粘性 ,对“X”布局的混压式超声速进气道与弹体的一体化流场进行了数值模拟。研究解决了数值计算中的附面层抽吸及混压式进气道的启动问题 ;得出了进气道内外流场的马赫数分布和速度分布 ;讨论了绕弹体非均匀来流条件下 ,进气道的位置、附面层抽吸及攻角对进气道性能的影响和进气道外型形状对弹体气动力的影响。结果表明 ,对混压式进气道必须进行附面层抽吸 ,进气道的位置对进气道的性能有很大的影响 ,进气道的外型型面对弹体的气动性能有一定的影响
2013, 34(2):187-193.
摘要:
为了进一步揭示叶顶泄漏与压气机叶栅三维角区分离流动的相互作用机制,采用五孔气动探针测量了叶栅出口截面气动参数,并对机匣端壁静压进行了测量,详细分析了不同间隙尺寸及来流角度时压气机叶栅间隙流对角区三维分离流动的影响机理。研究结果表明,适当大小叶顶间隙引入的泄漏流阻止了端壁二次流动与叶片吸力面附面层之间的相互作用,移除了三维角区分离,改善了叶栅性能。随着叶顶间隙尺寸及叶栅内气流折转程度的增加,叶顶泄漏涡与上通道涡间的相互作用程度逐渐增强。
为了进一步揭示叶顶泄漏与压气机叶栅三维角区分离流动的相互作用机制,采用五孔气动探针测量了叶栅出口截面气动参数,并对机匣端壁静压进行了测量,详细分析了不同间隙尺寸及来流角度时压气机叶栅间隙流对角区三维分离流动的影响机理。研究结果表明,适当大小叶顶间隙引入的泄漏流阻止了端壁二次流动与叶片吸力面附面层之间的相互作用,移除了三维角区分离,改善了叶栅性能。随着叶顶间隙尺寸及叶栅内气流折转程度的增加,叶顶泄漏涡与上通道涡间的相互作用程度逐渐增强。
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。
2003, 24(5):385-392.
摘要:
扼要介绍了电推进技术的发展历史,概述了不同形式(电热、电磁和静电三大类)电推力器的特点及应用情况,指出了为满足不同空间任务电推进的发展趋势;并根据我国的研究状况、存在的问题和差距,提出了加快发展我国电推进技术的意见。
扼要介绍了电推进技术的发展历史,概述了不同形式(电热、电磁和静电三大类)电推力器的特点及应用情况,指出了为满足不同空间任务电推进的发展趋势;并根据我国的研究状况、存在的问题和差距,提出了加快发展我国电推进技术的意见。
2012, 33(5):665-670.
摘要:
建立了一种基于爆震波ZND理论和循环分析的PDTE性能计算模型-ZND循环分析模型(模型-1)。将该模型及目前已有的推力壁模型(模型-2)分别与基于实验的PDC特性图模型(模型-3)进行对比,计算了模型PDTE的设计点性能,结果表明:模型-1计算得到的PDTE单位推力(FS)及单位燃油消耗率(sfc)的计算误差较模型-2分别减小了1.75%和4.04%,准确性有所提高。与需要大量实验数据的模型-3相比较,模型-1更简便,可用于PDTE性能的快速评估。应用模型-1计算了飞行状态改变时PDTE性能增益的变化趋势。
建立了一种基于爆震波ZND理论和循环分析的PDTE性能计算模型-ZND循环分析模型(模型-1)。将该模型及目前已有的推力壁模型(模型-2)分别与基于实验的PDC特性图模型(模型-3)进行对比,计算了模型PDTE的设计点性能,结果表明:模型-1计算得到的PDTE单位推力(FS)及单位燃油消耗率(sfc)的计算误差较模型-2分别减小了1.75%和4.04%,准确性有所提高。与需要大量实验数据的模型-3相比较,模型-1更简便,可用于PDTE性能的快速评估。应用模型-1计算了飞行状态改变时PDTE性能增益的变化趋势。
2022, 43(3):326-333.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.200389
摘要:
由于高功率大缸径柴油机的排气管处于高温、高压、强冲击的工作环境，承受复杂恶劣的热机载荷，使得疲劳失效问题日渐突出。为解决工程中的排气管疲劳失效故障，基于流固耦合仿真分析的方法，研究了多通排气管在热载荷、机械载荷和热机耦合载荷三种不同条件下的疲劳损伤机理以及低周疲劳寿命。结果表明，单纯交变热载荷不足以造成排气管低周疲劳失效，交变的热机耦合载荷导致排气管寿命急剧下降，其中内壁压力和端面推力重要度分别为4.34和0.88；在排气温度不变，排气压力增大60%的高增压设计条件下，排气管的塑性应变进一步增加，疲劳寿命减小至3710次，仅为原来的29%。
由于高功率大缸径柴油机的排气管处于高温、高压、强冲击的工作环境，承受复杂恶劣的热机载荷，使得疲劳失效问题日渐突出。为解决工程中的排气管疲劳失效故障，基于流固耦合仿真分析的方法，研究了多通排气管在热载荷、机械载荷和热机耦合载荷三种不同条件下的疲劳损伤机理以及低周疲劳寿命。结果表明，单纯交变热载荷不足以造成排气管低周疲劳失效，交变的热机耦合载荷导致排气管寿命急剧下降，其中内壁压力和端面推力重要度分别为4.34和0.88；在排气温度不变，排气压力增大60%的高增压设计条件下，排气管的塑性应变进一步增加，疲劳寿命减小至3710次，仅为原来的29%。
2014, 35(3):296-304.
摘要:
为了初步研究γ-Reθ转捩模型在高超声速领域的适用性,在自行开发的CFD程序中添加了该模型,利用T3系列平板算例对该模型的实现进行了验证；针对高超声速流动,选取压缩面绕流和双圆锥扰流等算例,分别利用该转捩模型、全层流模拟、以及传统的湍流模型进行了数值模拟计算,并与实验结果进行对比。计算结果表明,尽管该转捩模型是在低速流动的基础上发展的,它仍能准确预测高超声速流动下的转捩现象。
为了初步研究γ-Reθ转捩模型在高超声速领域的适用性,在自行开发的CFD程序中添加了该模型,利用T3系列平板算例对该模型的实现进行了验证；针对高超声速流动,选取压缩面绕流和双圆锥扰流等算例,分别利用该转捩模型、全层流模拟、以及传统的湍流模型进行了数值模拟计算,并与实验结果进行对比。计算结果表明,尽管该转捩模型是在低速流动的基础上发展的,它仍能准确预测高超声速流动下的转捩现象。
2019, 40(4):876-883.
摘要:
为增大薄壁机匣安装边螺栓连接结构强度、减小其振动和重量，以满足现代航空发动机更高性能的要求，对机匣结构参数进行了优化设计。选取安装边高度、安装边厚度、机匣厚度和螺栓个数为参数变量，结构质量、一阶固有频率和最大等效应力为目标函数，根据Box-Behnken方法设计的样本点和有限元计算结果建立二阶响应面模型，基于层次分析获取权系数，并利用遗传算法对机匣结构进行多目标优化设计。最后，针对优化后的结构进行模态试验和有限元验证。研究表明，模态试验结果与有限元计算误差小于6%，同时优化显著提高了一阶固有频率，使其结构质量和最大等效应力分别降低5.28%和13.64%，验证了本文提出的优化方法的有效性和可行性。
为增大薄壁机匣安装边螺栓连接结构强度、减小其振动和重量，以满足现代航空发动机更高性能的要求，对机匣结构参数进行了优化设计。选取安装边高度、安装边厚度、机匣厚度和螺栓个数为参数变量，结构质量、一阶固有频率和最大等效应力为目标函数，根据Box-Behnken方法设计的样本点和有限元计算结果建立二阶响应面模型，基于层次分析获取权系数，并利用遗传算法对机匣结构进行多目标优化设计。最后，针对优化后的结构进行模态试验和有限元验证。研究表明，模态试验结果与有限元计算误差小于6%，同时优化显著提高了一阶固有频率，使其结构质量和最大等效应力分别降低5.28%和13.64%，验证了本文提出的优化方法的有效性和可行性。
2000, 21(1):82-85.
摘要:
研究了纳米级碳酸铅对NEPE推进剂燃速压力指数的影响。采用DSC分析了纳米级碳酸铅与NEPE推进剂主要组分硝酸酯的相容性以及对推进剂固化反应的催化作用和对高氯酸铵、硝胺常压热分解的催化作用,并利用恒压静态燃速仪测试了推进剂在4MPa～11MPa的燃烧速度和燃速压力指数。发现纳米级碳酸铅表现出与硝酸酯良好的相容性,对推进剂的固化反应和硝胺的热分解均有很强的催化作用,对高氯酸铵的热分解则没有明显的影响。当纳米级碳酸铅应用到NEPE推进剂中时,推进剂的燃速压力指数显著降低,含量为1%和2%时分别降至054和052
研究了纳米级碳酸铅对NEPE推进剂燃速压力指数的影响。采用DSC分析了纳米级碳酸铅与NEPE推进剂主要组分硝酸酯的相容性以及对推进剂固化反应的催化作用和对高氯酸铵、硝胺常压热分解的催化作用,并利用恒压静态燃速仪测试了推进剂在4MPa～11MPa的燃烧速度和燃速压力指数。发现纳米级碳酸铅表现出与硝酸酯良好的相容性,对推进剂的固化反应和硝胺的热分解均有很强的催化作用,对高氯酸铵的热分解则没有明显的影响。当纳米级碳酸铅应用到NEPE推进剂中时,推进剂的燃速压力指数显著降低,含量为1%和2%时分别降至054和052
2001, 22(3):254-257.
摘要:
以CuCl2 ·2H2 O和NaOH为原料 ,通过室温固相反应制备出纳米CuO粉末 ,产物 (CuO)的平均粒径为10nm左右。用DSC研究了纳米CuO对RDX热分解特性的影响。结果表明 ,纳米CuO对RDX热分解有明显的催化作用 ,它使RDX热分解峰温降低了 12℃ ,其对RDX热分解特性的影响与普通CuO粉明显不同
以CuCl2 ·2H2 O和NaOH为原料 ,通过室温固相反应制备出纳米CuO粉末 ,产物 (CuO)的平均粒径为10nm左右。用DSC研究了纳米CuO对RDX热分解特性的影响。结果表明 ,纳米CuO对RDX热分解有明显的催化作用 ,它使RDX热分解峰温降低了 12℃ ,其对RDX热分解特性的影响与普通CuO粉明显不同
2012, 33(5):779-784.
摘要:
为研究煤油分布对燃烧性能的影响,在来流马赫数6,总温1650K的条件下,通过改变喷孔数量、喷射方向(单向对喷、双向喷)、喷孔排布方式(单列3孔、4孔)等,实现煤油在燃烧室截面上的不同均匀程度,获得了壁面压力及推力收益等数据。实验表明,单列4孔更易于煤油进入附面层和凹槽内的回流区等低速高温区域,有利于对点火和火焰稳定；对喷时燃烧主要集中在燃烧室核心区,虽可避免壁面承受太大的热载荷,但中部极度富油的状态对总燃烧效果有负面影响；双向喷能够充分利用两个侧壁附近的角落区,在整个燃烧室截面上的分布更均匀,燃烧效果更好,推力收益更大。
为研究煤油分布对燃烧性能的影响,在来流马赫数6,总温1650K的条件下,通过改变喷孔数量、喷射方向(单向对喷、双向喷)、喷孔排布方式(单列3孔、4孔)等,实现煤油在燃烧室截面上的不同均匀程度,获得了壁面压力及推力收益等数据。实验表明,单列4孔更易于煤油进入附面层和凹槽内的回流区等低速高温区域,有利于对点火和火焰稳定；对喷时燃烧主要集中在燃烧室核心区,虽可避免壁面承受太大的热载荷,但中部极度富油的状态对总燃烧效果有负面影响；双向喷能够充分利用两个侧壁附近的角落区,在整个燃烧室截面上的分布更均匀,燃烧效果更好,推力收益更大。
2014, 35(4):470-478.
摘要:
为了研究涡轮转静盘腔的轮缘封严气体对涡轮转子性能的影响,对其进行了详细的三维非定常数值模拟。通过与无盘腔模型比较,非定常结果显示交替进行的主流燃气入侵和封严气体出流改变了转子叶片进口的气流角度,拉伸了端壁附近的马蹄涡,因此引起涡轮出口流动条件的较大变化。存在涡轮转静盘腔但没有冷气时,主流导叶尾迹的部分流体入侵盘腔,对涡轮转子性能有正面的影响。封严气体与上游导叶尾迹的相互作用引起转子通道内熵增,当冷气量占主流流量的1.37%时,涡轮效率降低2.1%。证实了轮缘封严气体对涡轮转子性能有很大的影响,在涡轮设计中必须给予考虑。
为了研究涡轮转静盘腔的轮缘封严气体对涡轮转子性能的影响,对其进行了详细的三维非定常数值模拟。通过与无盘腔模型比较,非定常结果显示交替进行的主流燃气入侵和封严气体出流改变了转子叶片进口的气流角度,拉伸了端壁附近的马蹄涡,因此引起涡轮出口流动条件的较大变化。存在涡轮转静盘腔但没有冷气时,主流导叶尾迹的部分流体入侵盘腔,对涡轮转子性能有正面的影响。封严气体与上游导叶尾迹的相互作用引起转子通道内熵增,当冷气量占主流流量的1.37%时,涡轮效率降低2.1%。证实了轮缘封严气体对涡轮转子性能有很大的影响,在涡轮设计中必须给予考虑。
2002, 23(3):258-261.
摘要:
运用高压差示扫描量热法和热重法研究了普通级以及纳米级的铝、镍、铜金属粉对于HMX热分解特性的影响 ,结果表明 ,纳米铜对于HMX的凝聚相分解作用最明显 ,且这种催化作用会由于纳米铜含量的减少或体系压强的增大而变弱。基于恒温DSC实验数据计算得到的活化能结果 ,提出了纳米铜对于HMX热分解的一次催化 ,二次催化以及反应作用部位的观点
运用高压差示扫描量热法和热重法研究了普通级以及纳米级的铝、镍、铜金属粉对于HMX热分解特性的影响 ,结果表明 ,纳米铜对于HMX的凝聚相分解作用最明显 ,且这种催化作用会由于纳米铜含量的减少或体系压强的增大而变弱。基于恒温DSC实验数据计算得到的活化能结果 ,提出了纳米铜对于HMX热分解的一次催化 ,二次催化以及反应作用部位的观点
2012, 33(5):683-688.
摘要:
为了研究唇口形状对二元混压式进气道的性能影响,采用Fluent进行了数值模拟。研究发现,唇口面积的减小会带来一定的流量损失,但可以有效地降低起动马赫数,提高总压恢复系数。同时,据此提出了二元进气道的一种优化设计方法。
为了研究唇口形状对二元混压式进气道的性能影响,采用Fluent进行了数值模拟。研究发现,唇口面积的减小会带来一定的流量损失,但可以有效地降低起动马赫数,提高总压恢复系数。同时,据此提出了二元进气道的一种优化设计方法。
2021, 42(8):1865-1875.
DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.190822
摘要:
为了研究超声速燃烧室尺度放大后，保持火焰稳定边界相对于基准燃烧室不变，凹腔火焰稳定器几何参数应遵循何种放大准则的问题，基于已有的Driscoll凹腔稳焰数学模型，采用典型的单凹腔矩形截面燃烧室作为基准燃烧室，分别计算基准燃烧室在贫燃和富燃状态时的火焰稳定准则数DaNP，再按照燃烧室尺度放大定义写出尺度放大燃烧室的稳焰准则数表达式DaN P ' ![]()
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为了研究超声速燃烧室尺度放大后，保持火焰稳定边界相对于基准燃烧室不变，凹腔火焰稳定器几何参数应遵循何种放大准则的问题，基于已有的Driscoll凹腔稳焰数学模型，采用典型的单凹腔矩形截面燃烧室作为基准燃烧室，分别计算基准燃烧室在贫燃和富燃状态时的火焰稳定准则数DaNP，再按照燃烧室尺度放大定义写出尺度放大燃烧室的稳焰准则数表达式Da
2016, 37(2):362-371.
摘要:
为了探究微波推力器的推力性能，采用三丝扭摆推力测量方法对微波推力器独立系统开展推力测量实验，同时分析三丝扭摆推力测量装置的数理模型并实验测定其不确定度，由此判断实验测量结果的可信度。推力测量结果表明，现有实验条件下三丝扭摆推力测量装置能测出不低于3mN的推力，其相对不确定度为14%；在三丝扭摆推力测量装置的推力测量范围内，没有测出微波推力器独立系统显著的推力，而是在230W微波功率输出条件下测出推力在±0.7mN范围内波动，相对不确定度大于80%。
为了探究微波推力器的推力性能，采用三丝扭摆推力测量方法对微波推力器独立系统开展推力测量实验，同时分析三丝扭摆推力测量装置的数理模型并实验测定其不确定度，由此判断实验测量结果的可信度。推力测量结果表明，现有实验条件下三丝扭摆推力测量装置能测出不低于3mN的推力，其相对不确定度为14%；在三丝扭摆推力测量装置的推力测量范围内，没有测出微波推力器独立系统显著的推力，而是在230W微波功率输出条件下测出推力在±0.7mN范围内波动，相对不确定度大于80%。
2018, 39(10):2320-2328.
摘要:
在传统三维内乘波进气道设计方法的基础上，发展了一种具有乘波压缩特征的前体三维内转进气道气动融合设计方法。通过构造合适的双波入射基本流场，结合斜激波理论，可以推导出一种上游二维乘波流动叠加下游三维内收缩流动的基准流场。在此流场基础上进行流线追踪与气动融合设计，获得了一种乘波前体加三维内转进气道的气动布局方案。对该进气道方案数值模拟研究结果表明:在Ma6.0的设计状态下，该方案流量捕获系数能够达到0.96，总压恢复系数为0.53；而在Ma4.0的非设计状态，该方案流量捕获系数能够达到0.71，总压恢复系数为0.70。此外，与典型的前体二维混压进气道进行对比研究，乘波前体三维内转进气道方案总体性能提升明显，尤其是进气道流量捕获系数在设计状态下较二维方案上升了4.1%。
在传统三维内乘波进气道设计方法的基础上，发展了一种具有乘波压缩特征的前体三维内转进气道气动融合设计方法。通过构造合适的双波入射基本流场，结合斜激波理论，可以推导出一种上游二维乘波流动叠加下游三维内收缩流动的基准流场。在此流场基础上进行流线追踪与气动融合设计，获得了一种乘波前体加三维内转进气道的气动布局方案。对该进气道方案数值模拟研究结果表明:在Ma6.0的设计状态下，该方案流量捕获系数能够达到0.96，总压恢复系数为0.53；而在Ma4.0的非设计状态，该方案流量捕获系数能够达到0.71，总压恢复系数为0.70。此外，与典型的前体二维混压进气道进行对比研究，乘波前体三维内转进气道方案总体性能提升明显，尤其是进气道流量捕获系数在设计状态下较二维方案上升了4.1%。
2000, 21(5):1-5.
摘要:
论述了各类电推进器的工作原理、研究状况 ,在分析其主要工作特点的基础上 ,并根据国外成功应用的实例 ,说明了各类电推进器的适用场合。并就电推进器的研究与应用发展前景进行了展望。
论述了各类电推进器的工作原理、研究状况 ,在分析其主要工作特点的基础上 ,并根据国外成功应用的实例 ,说明了各类电推进器的适用场合。并就电推进器的研究与应用发展前景进行了展望。
2006, 27(2):187-192.
摘要:
针对广泛应用于超燃冲压发动机的吸热碳氢燃料,简要介绍了用于模拟燃料热物理特性的替代燃料方法和广义对应状态法则。以大庆RP-3航空煤油为例,选择了一个由49%(摩尔比)正十烷,44%1,3,5-三甲基环己烷以及7%正丙基苯组成的替代煤油用来模拟RP-3航空煤油进行热物理特性研究,并采用广义对应状态法则对替代煤油热力学和输运特性进行了数值研究。在此基础上,提出了预测超临界态流体通过音速喷管流量的新方法并得到了实验验证。
针对广泛应用于超燃冲压发动机的吸热碳氢燃料,简要介绍了用于模拟燃料热物理特性的替代燃料方法和广义对应状态法则。以大庆RP-3航空煤油为例,选择了一个由49%(摩尔比)正十烷,44%1,3,5-三甲基环己烷以及7%正丙基苯组成的替代煤油用来模拟RP-3航空煤油进行热物理特性研究,并采用广义对应状态法则对替代煤油热力学和输运特性进行了数值研究。在此基础上,提出了预测超临界态流体通过音速喷管流量的新方法并得到了实验验证。
2014, 35(4):499-506.
摘要:
为考察空气节流对超燃冲压发动机燃烧室的影响,非定常数值模拟和地面实验相结合证实了空气节流可以实现超燃燃烧室燃料稳定燃烧,研究了节流位置、节流流量、节流撤去时间对节流效果的影响。结果表明:在燃烧室入口马赫数2,静温548.8K ,静压101555.9Pa条件下,745mm处节流时,激波串稳定时间较短,稳焰失败；875mm处节流时,火焰稳定成功。随着节流流量和节流撤去时间的增加,燃烧越来越剧烈,壁面压力逐渐升高,可能影响进气道的起动,对于本文来流条件,30%入口空气流量作为节流流量是合适的,440ms以前撤去空气节流是恰当的。
为考察空气节流对超燃冲压发动机燃烧室的影响,非定常数值模拟和地面实验相结合证实了空气节流可以实现超燃燃烧室燃料稳定燃烧,研究了节流位置、节流流量、节流撤去时间对节流效果的影响。结果表明:在燃烧室入口马赫数2,静温548.8K ,静压101555.9Pa条件下,745mm处节流时,激波串稳定时间较短,稳焰失败；875mm处节流时,火焰稳定成功。随着节流流量和节流撤去时间的增加,燃烧越来越剧烈,壁面压力逐渐升高,可能影响进气道的起动,对于本文来流条件,30%入口空气流量作为节流流量是合适的,440ms以前撤去空气节流是恰当的。
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