高温高湿环境下机载蒸发循环系统动态特性

为探究高温高湿环境对机载蒸发循环系统的影响,基于AMESim平台构建了系统仿真模型,并结合直升机典型飞行剖面,通过比例积分方法控制压缩机转速,实现此环境下系统性能的动态仿真。结果表明,环境温度或湿度越高,系统制冷量越大、COP越小、座舱达到设定温度所需时间越长。高湿环境还会显著增加蒸发器的制冷剂侧压力损失并降低其换热效率。此外,飞行剖面对系统性能的影响较大。地面待飞阶段和爬升阶段,各特性变化较剧烈;巡航阶段,变化均较小;下降阶段,除COP持续下降外,其他特性由于飞行速度和环境温度对座舱热负荷的耦合作用先升后降,飞行阶段内存在明显的峰值;地面停车阶段各参数均趋于稳定。     

微细管道内R141b沸腾气液两相流动与换热特性数值仿真

为探究微尺度管道内沸腾气液两相流动与换热机理,采用基于VOF多相流模型的数值方法研究了制冷剂R141b在水平微细管道内的流动沸腾换热过程,获得了制冷剂R141b在管道内的流型、温度、速度及表面传热系数分布,分析了制冷剂R141b在管道内流动沸腾换热的基本规律和气泡运动特点。研究表明,制冷剂R141b在微细管道内流动沸腾依次出现单相流,泡状流,受限泡状流,弹状流,间歇状流,雾状流等典型流型。制冷剂R141b在微细管道内温度沿轴向逐渐升高,速度沿轴向逐渐增大,表面传热系数沿轴向先增大后减小。由于质量流速的增大使得制冷剂气相和液相的流动速度增加,表面传热系数随之增大:相同热流密度下,计算的大质量流速工况较小质量流速工况的表面传热系数平均增幅为21.4%;热流密度的增大会加快制冷剂液相向气相转变的速度,表面传热系数随之增大:相同质量流速下,计算的大热流密度工况较小热流密度工况的表面传热系数平均增幅为23.9%。     

关于氟里昂(氯氟烃)类制冷的危害及无公害制冷工质研究的新进展

氯氟烃类制冷剂对大气臭氧层有极大的破坏作用,这种破坏是联镇反应的特征.臭氧层的破坏会威胁到人类及其它动植物的生存,目前科学界采用三方面的办法来逐步缓解直至解决这个问题.     

罗·罗公司的节能减排战略

随着环境问题备受关注,航空环保逐渐成为业内热议的话题以及制造商们努力的方向。几年前,欧洲航空界曾经设计了一个目标,即提高飞机整体性能，将飞机的燃油使用量减少一半、噪音降低一半、氮氧化物排放减少80％。为此，作为飞机的主要动力——发动机的技术改进至关重要：必须实现油耗降低15％-20％、减少50％的氮氧化物的排放以及6个单位的噪音。     

大型客机辅助冷却系统稳态仿真模型

为指导大型客机辅助冷却系统的设计,针对机载蒸发循环和液体冷却循环相结合的辅助冷却系统,开发了系统稳态仿真模型。建立了适用于系统仿真的压缩机、换热器、电子膨胀阀等部件模型;对系统各单元之间的相互关系进行分析与解耦,建立了适用的系统求解算法。对系统性能随制冷剂充注量的变化趋势进行了预测分析,分析结果表明,辅助冷却系统稳态仿真模型对系统性能变化趋势的预测符合理论分析结果,模型可靠。     

辅助活门对串联TBCC排气系统的影响研究

在低落压比状态下,对有无辅助活门的两种串联式TBCC组合喷管开展了数值模拟计算,并对包含辅助活门的串联式组合喷管进行了实验研究,通过分析其壁面沿程压力分布与波系结构的变化情况,探究辅助活门对串联式组合喷管气动性能的影响。结果表明：辅助活门结构减少主流喷管外壁面的流动分离区范围,有效的提高了组合喷管内推力。带辅助活门型组合喷管能够引射环境气流,减少引射喷管壁面的回流区范围与底部阻力,从而减少推力损失,提升组合喷管整体性能。提高次流压比或降低主流压比,主流喷管出口处欠膨胀程度降低,声速线往下游方向移动,主流流量减少。提高主流压比或者次流压比都能使辅助活门引射环境气流量增加。辅助活门进气通道距离会改变次流射流与引射喷管的相对位置,距离过小或过大都会造成引射环境流体流量减小。     

复合材料孔隙率超声检测方法综述

孔隙是复合材料最常见的微小缺陷.孔隙的出现会降低材料的性能,如层间剪切强度、纵向和横向的弯曲强度和拉伸强度、抗疲劳性,以及高温下的抗氧化性能等.     

点火药量对微型脉冲推力器内弹道性能的影响

研究了用于高速动能导弹和超高速火箭弹道修正的微型脉冲推力器的三种推力—时间(F-t)曲线,发现由于脉冲推力器点火药量与主装药量之比明显高于常规固体火箭发动机该两者的比值,点火药量的多少会对推力器F-t曲线的形状和内弹道性能产生明显影响。必须严格控制点火药量,特别是引燃药剂的量,才能获得较为满意的内弹道性能。      

先进旋涡燃烧室多场协同分析

为了对先进旋涡燃烧室(AVC)的流动和传热性能进行综合评价,对不同来流速度、来流温度、壁面温度下AVC燃烧性能进行了数值模拟,对速度场、温度场、压力场进行了多场协同分析。结果表明:随着燃烧室来流速度的增大,速度与速度梯度的协同角α、速度与温度梯度的协同角β,速度与压力梯度的协同角θ均减小,温度梯度与速度梯度的协同角γ及压力梯度与速度梯度的协同角φ增大。随着来流温度的提高,α,θ增大,β,γ,φ减小。随着壁面温度的提高,α,θ减小,β,γ,φ增大。对于AVC湍流流场的传热强化问题,增大来流速度和来流温度,降低壁面温度会强化流动换热;增大来流速度和壁面温度,降低来流温度可以减少传热功耗;增大来流速度和壁面温度,降低来流温度能够提高强化传热的综合性能。     

外流对塞式喷管性能的影响

为了了解外流对塞式喷管性能的影响。本文从N-S方程出发，采用NND格式对塞式喷管有外流的流场进行了数值模拟，重点研究了外流马赫数和外流迎角对塞式喷管的影响，研究表明，在一定飞行高度下，外流会使塞式喷管的性能降低，并且外流为亚声速时对塞式喷管的影响较小，在跨声速和超声速时影响较大；当外流有迎角时，会改变塞式喷管推力矢量，正迎角会使塞式喷管性能得到补偿，负迎角则会降低塞式喷管的性能，随着背压减小，外流对塞式喷管的影响也会减小。     

电子设备吊舱冲压空气驱动的环境控制系统研制

介绍了一种新型的用冲压空气驱动的逆升压回冷式空气循环的环控系统,阐述了该系统的设计思想和技术关键,分析了各种因素对其制冷性能的影响。分析和实验表明,本系统是适用于电子设备吊舱的一种经济、高效的环控系统.     

一种具有高收敛速度的地形辅助制导系统

本文研究一种适用于为大起始位置误差飞行器定位的卡尔曼滤波地形辅助制导系统。并行滤波体制是位置误差允许范围得以扩大的基础。针对其中正确估计的判决和计算的实时性问题,文中提出一种降阶系统模型和对此模型的自适应判决方法。最后,对如何进一步提高系统的收敛速度进行了分析,并得到了有意义的结果。     

蒸发制冷技术在直升机上的应用

本文简要介绍了典型的蒸发制冷循环系统工作原理及国外的技术现状,对国外现役直升机采用的蒸发循环制冷系统与空气循环制冷系统进行性能对比,并对蒸发制冷循环系统在直升机上的应用前景进行初步的讨论。     

一种直升机涡轴发动机加速自适应控制研究

提出一种直升机涡轴发动机加速自适应控制方案,它是在ＮＧＧ／ｐ＊２ＰＩＤ控制的基础上加自适应控制律。当发动机性能老化或损伤时,加速时可能引起压气机喘振,这种自适应加速控制方案能适应对象这种性能变化,自动调整方案以消除加速过程出现的喘振现象。这种加速控制比传统的ｗｆ／ｐ＊２开环加速控制具有较高的控制精度,也具有类似高度补偿和喘振恢复项ｐ＊２。这种自适应加速控制只需对原有ＦＡＤＥＣ控制的硬件稍作修改,主要依靠微机控制软件修改就可以将ＦＡＤＥＣ控制提高到自适应控制水平。     

加衬套耳片接头止裂特性的计算研究

 本文研究了加衬套对耳片的加强与止裂作用。提出了销钉与衬套、衬套与耳片之间接触边界条件的处理方法。利用作者编制的耳片应力分析通用程序LUGS进行计算,得出了具有最佳止裂特性的衬套参数配置。     

数控系统中空间任意平面圆弧插补算法

以往的数控系统只能插补平行坐标平面的圆弧,本文根据坐标系旋转的原理,提出了一种可以插补任意平面圆弧曲线、且可以满足控制实时性要求的插补算法,以简化编程,提高加工精度。     

S弯进气道旋流研究

根据理论分析,更主要的是根据实验结果,证明了某S弯常规超音速腹部进气道对侧滑敏感,并产生整涡旋流,它取决于进口没有导向叶片发动机对旋流扰动的敏感程度。发动机,性能下降,发动机喘振和强迫叶片振动之类严重的进气道与发动机匹配问题可能出现。 对用动态总压畸变作为主要相容性参数提出了疑问,认为旋流是进气道与失速裕度较大发动机匹配的决定性的相容性参数。 新发现一种不测量旋流也可以快速地判断进气道出口是否存在有整涡旋流的方法。     

异步电动机的无速度传感器直接转矩控制系统研究

推导了直接转矩控制 ( DTC)速度观测器的数学模型,研制了无速度传感器的 DTC系统,对该系统稳态和瞬态试验,在 1 0 0 r/min以上速度精度达 0.5%,电磁转矩从 0上升到额定转矩只需 0.86ms,它的高性能和高可靠性使它能在飞机上得到广泛应用。     

液体火箭发动机故障特性动态模拟

以某大型泵压式供应系统液体火箭发动机为研究对象, 建立了液体火箭发动机非线性动态数学模型。针对已发生过或可能出现的故障形式, 以阶跃形式输入, 进行了故障状态下动态特性模拟。数值方法用四阶定步长龙格-库塔方法发展而成的自适应变步长龙格-库塔法。计算结果表明, 所建模型较精确合理, 数值方法满足故障模拟的要求。该工作为故障模式提取、监控参数优化选择、基于模型的故障检测与诊断等发动机健康监控问题的研究奠定了基础。      

Optimization on conventional and electric air-cycle refrigeration systems of aircraft: A short-cut method and analysis

The air-cycle refrigeration system is widely used in commercial and military aircraft, and its efficiency greatly affects aircraft performance. Nowadays, this system requires a more efficient design and optimization method. In this paper, a short-cut optimization method with high efficiency and effectiveness is introduced for both conventional and electric air-cycle refrigeration systems. Based on the system characteristics, a four-layer parameter matching algorithm is designed which avoids computational difficulty caused by simultaneous equations. Fuel penalty is chosen as the objective function of optimization; design variables are reduced based on sensitivity analysis to improve optimization efficiency. The results show that the 3-variable optimization of the conventional air-cycle refrigeration system can obtain almost the same results as the traditional 6-variable optimization in that these two optimizations can both significantly reduce the fuel penalty. However, the computer running time of the 3-variable optimization is much shorter than that of the 6-variable optimization. The optimal fuel penalty of the electric air-cycle refrigeration system is lower than that of the conventional one. This study can provide reference for optimizing the air-cycle refrigeration system of aircraft.