卫星推进系统气体流量测试仪的研制

该流量测试仪主要由轻巧型的孔板式微流量气体流量探头及以８０９８单片机为核心构成的流量线性化积算仪组成。探头的设计技巧先进,采用超小型差压传感器精确地测定出作为节流装置的孔板前后压差,通过调理电路输出电流进行远距离无失真地传送到积算仪进行数据采集与处理。     

恒流量装置在气体压力控制器中的应用

介绍了恒流量装置的结构、设计原理、工作原理以及在气体压力控制器上的应用,并通过实验,验证了它的恒流量特性,为气体压力控制器的设计与研制提供了技术保证。     

亘流量装置在气体压力控制器中的应用

介绍了恒流量装置的结构、设计原理、工作原理以及在气体压力控制器上的应用，并通过实验，验证了它的恒流量特性，为气体压力控制器的设计与研制提供了技术保证。     

航空发动机试验燃油流量测量滞后故障仿真与排除

针对某型航空发动机起动燃油流量测量滞后、振荡及重复性较差的故障,建立了高空台燃油流量测试系统和发动机燃油控制系统数学模型,并进行了数值仿真分析,得出了供油管路内可压缩性气体是测量滞后的主要原因。通过故障再现试验,定量检验了管路内气体对燃油流量测量的影响,验证了仿真分析结果的正确性。依据仿真与验证试验结果,改进设计了燃油管路和操作程序,排除了故障。     

某重型燃气轮机双燃料喷嘴组试验器研制及流量试验

本文概述了某重型燃气轮机双燃料喷嘴组气体燃料流量试验器的研制及部分试验研究结果.为了测量该喷嘴组各流路供给的天燃气流量,专门研制了SH-1型气体流量试验器.试验器巧妙地将测量系统、操作系统、数据显示、数据采集与处理系统结合在一起,测量结果准确、稳定、重复性好,测量误差小于0.5%,操作简单,造价仅为国际同类设备的五分之一,系国内首创.应用SH-1气体流量试验器准确测量了喷嘴组流路Ⅲ、流路Ⅳ和流路V的供气量.喷嘴组的单管燃烧试验结果表明,喷嘴组各项指标均达到设计要求,SH-1型气体流量试验器的试验结果可靠、稳定.     

用于某重型燃气轮机的气体流量试验器研制

阐述了自行研制的某型气体流量试验器的设计思路、系统组成、构件选择以及相关试验.该试验器用于国家863重大项目R0110重型燃机燃烧室喷嘴气体流量测量.该试验器巧妙地将测量系统、操作系统、数据显示、采集与处理系统结合在一起,不仅使设备结构紧凑,占地空间小,实现了单人操作完成试验,并且进气调节系统、冷却器、加温器各成单元便于拆装、运输以及检修、更换.试验器运行稳定,测量精确,成为一种通用高精度气体流量试验系统,可广泛应用于航空发动机、地面燃气轮机和燃用气体燃料的动力装置的喷嘴流量测量.     

短周期高压力试验状态下的气体流量测量

介绍了短周期高压力试验状态下的气体流量测量方法.对不同方案进行对比,选取最优方案,并在中国燃气涡轮研究院自行设计的火药模拟冷吹试验台上进行验证.冷吹和真实火药热吹试验表明,根据冷吹测得空气流量换算得到热吹试验需用火药量,可降低火药超量带来的超转等风险.同时也验证了短周期高压力试验下气体流量测量的可行性,为火药起动喷嘴设计提供重要技术支持.     

差动活塞式热气自增压系统静态特性仿真研究

为了深入理解液体姿轨控发动机差动活塞式热气自增压系统的特点,依据增压系统平衡条件,采用集中参数法构建了系统的静态特性计算模型,研究了系统主要参数对系统状态和增压性能以及对系统自锁压力的影响规律。研究结果表明:系统增压气体流量朝着推进剂贮箱压力变化相反的方向而变化,起到调节和稳定推进剂贮箱压力的作用;燃气发生器毛细管参数的变化主要对系统增压流量造成影响,与长度相比,其内径变化对系统状态参数的影响作用更大;当压力放大比在设计值附近[-7.3%,+9.6%]变化时,系统稳态工作增压气体流量偏差保持在[-5%,0%]内;流量调节器结构参数的微小变动会引起增压气体流量的较大变化。     

航空燃油类型对催化惰化系统性能的影响

在设计了一种催化惰化系统流程并描述其工作原理的基础上,以从油箱中抽吸气体的摩尔流量为基准,推导了流经催化反应器后各气体组分的流量关系,通过质量守恒方程及气体平衡溶解关系,建立了油箱气相空间气体浓度变化的数学模型。选择了RP-3、RP-5和RP-6燃油作为对象,用所建立的数学模型计算了不同载油率和催化反应器效率下的气相空间氧浓度变化关系。研究显示,由于3种燃油的蒸汽压不同,造成从外界环境补气及进入油箱的混合惰气流量不同,从而导致气相空间氧浓度的变化规律差异远大于采用中空纤维膜的机载惰化系统。因此,在设计催化惰化系统时要充分考虑燃油类型对惰化系统性能的影响。     

气体流量现场校准过程中常见问题探讨

以音速喷嘴气体质量流量现场校准方法为例,针对影响气体流量现场校准准确度的常见问题———＂气源波动度大＂及＂气体湿度修正＂,分别进行了分析并给出了相应的解决方案。     

一种能同时测量喷嘴下游气液流强的两相探针的研制

 针对液体火箭发动机喷注器下游燃料和氧化剂两相流场分布的实验研究，研制了能同时对其流强及混合比进行测量的两相探针，并对其进行了标定。利用两相探针对不同反压下同轴式喷嘴下游的流强和混合比分布所进行的试验研究，证明探针的设计是成功的     

7孔复合探针在平面叶栅流场测量中的应用

结合流场校测和压气机叶栅试验测试方法的研究工作,应用算术平均、质量平均和掺混均匀法3种数据处理方法,获得了叶栅流场数据,并对数据进行了对比和误差分析,探索了复合探针在叶栅流场测量中的应用范围及条件.试验结果表明:复合探针在跨声速、俯仰角为-15°～15°范围内具有良好的气动特性,3种数据处理方法均可用于平面叶栅流场测量.通过流场校测和叶栅试验,验证了复合探针在流场测量中具有准确性、稳定性和可靠性的特点,其数据处理方法为叶栅流场提供了基础性的测量手段.     

高焓激波风洞有效试验时间的诊断

高焓激波风洞能够产生模拟高马赫数飞行条件的气流总温,是研究高温真实气体效应以及再入物理问题的有效试验装备,但是激波风洞的试验时间较短,且随着气流焓值的提高大幅降低,仅为几毫秒,因此试验测试数据曲线中有效时间段的分辨十分重要,它直接影响到试验结果的可靠性及精度。鉴于此,采用压力测量、静电探针测量、非接触光学测量和热流测量的方式,针对中国科学院力学研究所JF-10高焓激波风洞16 MJ/kg总焓、7700 K总温的流场状态,对比研究了风洞喷管的起动时间以及有效测试时间。试验结果表明:静电探针测量方法最为有效地分辨了喷管起动时间段、有效试验时间段以及驱动气体的到达; JF-10高焓风洞在16 MJ/kg的状态下,喷管起动时间约为1.3 ms,风洞有效试验时间约为2 ms。     

高焓超声速气体取样分析

对取样探针内的流场进行了一维分析,证明气流中的化学反应能够被成功冻结。建立了取样分析系统,并对其进行了密封性校核。利用该系统对燃烧室尾气进行了取样以及色谱成分分析,进而推算了燃烧效率,得到的结果与实验观察以及燃烧室壁面静压测量结果相吻合。     

楔顶双孔探针测量跨声多级压气机转子出口三维动态流场的方法

发展了1种楔顶圆柱双孔高频压力探针测量三维动态流场的方法,并应用于某跨声速多级轴流压气机转子出口流场测量.该探针测量方法基于4孔针测量原理,通过旋转探针在3个角度测量的方法实现,并采用最小二乘拟合方法对探针气动校准数据进行处理,对拟合误差进行优化,得到最佳拟合阶次,进而获得精度较高的求解流场参数的近似函数.相比国内外同类探针,该楔顶圆柱双孔高频压力探针尺寸小、频响快、测量范围宽、测量精度高.借助高速锁相数据采集技术,利用该探针测量了某跨声速多级压气机转子出口三维动态流场,测量结果反映了该转子流动特征,提供了转子出口气流偏转角、俯仰角、总压、马赫数分布,并为优化压气机级间匹配指明了方向,为压气机流场诊断提供了一套行之有效的测量手段,验证了该高频压力探针测量技术的工程应用价值.      

多级轴流压气机静子通道三维流场测量

为了实现多级压气机静子叶片通道内部的详细流场测量,设计加工了7根不同长度的"L"型五孔探针以及1根四孔探针。在压气机的设计工作状态,通过采用坐标位移机构带动五孔探针和四孔探针的方法,完成了四级低速大尺寸轴流压气机第3级静子叶片通道内部的7个不同轴向位置的截面上以及静子叶片出口截面上的三维流场测量,获得了静子叶片通道内部的详细流场细节。测量结果显示了通道涡和角涡的生成、发展过程以及两者之间的相互影响。实践表明,采用位移机构带动"L"型五孔探针或其它探针的方法可以应用于多级压气机静子叶片通道内部流场测量。     

燃气分析法测试燃气轮机主燃烧室燃烧效率、气态污染物误差分析

介绍了测量燃气涡轮发动机主燃烧室燃烧效率、气态污染物排放的燃气分析系统，从取样、摆动测量方式、过程温度控制、仪器测量4方面分析了燃烧效率、气态污染物的误差.结果表明:采用混合式取样器以摆动测量方式得到的燃烧效率误差在0.21%以内，余气系数的误差在1.11％以内，气态污染物误差在2.24%以内.此外还对燃烧室不同工况下的燃烧效率和污染物组分体积分数分布进行了统计分析，确认了除较高油气比状态的燃烧效率分布较为均匀，可适当减少取样点数量外，足够的取样点数量是保证燃气分析测试结果准确性的必要条件.      

七孔探针测量剪切流场的误差分析和实验验证

有限直径的七孔探针在测量剪切流场时,会引入系统误差.本文通过数值模拟的方法,建立三维七孔探针模型,研究了平行流场的速度梯度、七孔探针直径、滚转角等因素对测量结果的影响,并进行误差分析.在实验中,本文选用典型的平行剪切流场——圆管射流——验证误差分析的结果.通过七孔探针测量剪切流场的实验,确定七孔探针对于剪切流场的空间分辨率.提出了七孔探针的“临界直径”的概念,并且绘制了误差随速度梯度和探针直径变化的曲面示意图,用以选择合适尺寸的七孔探针.     

Experimental investigation of flow field in a laboratory-scale compressor

The inner flow environment of turbomachinery presents strong three-dimensional, rota-tional, and unsteady characteristics. Consequently, a deep understanding of these flow phenomena will be the prerequisite to establish a state-of-the-art design system of turbomachinery. Currently the development of more accurate turbulence models and CFD tools is in urgent need for a high-quality database for validation, especially the advanced CFD tools, such as large eddy simu-lation (LES). Under this circumstance, this paper presents a detailed experimental investigation on the 3D unsteady flow field inside a laboratory-scale isolated-rotor with multiple advanced measure-ment techniques, including traditional aerodynamic probes, hotwire probes, unsteady endwall static pressure measurement, and stereo particle image velocimetry (SPIV). The inlet boundary layer pro-file is measured with both hotwire probe and aerodynamic probe. The steady and unsteady flow fields at the outlet of the rotor are measured with a mini five-hole probe and a single-slanted hotwire probe. The instantaneous flow field in the rotor tip region inside the passage is captured with SPIV, and then a statistical analysis of the spatial distribution of the instantaneous tip leakage vortex/flow is performed to understand its dynamic characteristics. Besides these, the uncertainty analysis of each measurement technique is described. This database is quite sufficient to validate the advanced numerical simulation with LES. The identification process of the tip leakage vortex core in the instantaneous frames obtained from SPIV is performed deliberately. It is concluded that the ensemble-averaged flow field could not represent the tip leakage vortex strength and the trajectory trace. The development of the tip leakage vortex could be clearly cataloged into three phases according to their statistical spatial distribution. The streamwise velocity loss induced by the tipleakage flow increases until the splitting process is weak and the turbulent mixing phase is dominant.