基于比例因子的离心泵圆弧叶片造型研究

针对中低比转速离心泵,提出了能够统一各种圆弧叶片造型方法的比例因子法,推导了叶型参数的计算公式,分析了比例因子对叶片安放角、叶片长度等的影响,并采用数值模拟方法对不同比例因子下的泵内流场进行了性能预测.结果表明,不同比例因子下的叶型参数、流动参数及性能参数变化范围很大.比例因子较小时,节流损失较大,泵扬程较低;比例因子较大时,脱流损失较大,泵效率较低,存在较优的比例因子区间[0.15,0.35],使叶片安放角平滑变化,泵的综合性能较优,对应的曲率半径比为1.4～1.9.采用Pfleiderer方法及本文的角度平均法获得的叶片安放角变化较为平稳,可用于离心泵的初步设计.     

前置不同诱导轮的高速离心泵性能

为研究分流叶片诱导轮及变螺距诱导轮对离心泵水力性能及汽蚀性能的影响,对具有前置诱导轮的高速离心泵进行了试验和数值模拟。外特性试验表明,两种前置诱导轮对高速离心泵效率的影响均不显著,前置分流叶片诱导轮的离心泵扬程相对于前置变螺距诱导轮有显著下降。汽蚀试验表明,小流量工况下前置分流叶片诱导轮的离心泵抗汽蚀性能较优,大流量工况下前置变螺距诱导轮的离心泵抗汽蚀性能较优,其余工况下两者的抗汽蚀性能相当。仿真结果表明,大流量工况下分流叶片诱导轮扬程较低,不能满足离心轮进口能量需求,致使前置分流叶片诱导轮的离心泵汽蚀性能变差。     

低比转速高速泵螺壳形式对性能影响分析

利用流体计算软件CFX,分别对低比转速蜗壳与环形流道离心泵的流场进行了不同工况下三维定常湍流数值模拟,并进行了试验验证。水力性能计算结果与试验偏差小,数值仿真方法是合理有效的。通过对2种泵内部流场特性的比较分析,得到了其流动机理,蜗壳流道离心泵的蜗壳出口流道对应流体的撞击所产生的回流与漩涡明显,压力与相对速度分布与其他流道差别较大,是水力损失的主要原因;2种离心泵在距离入口较远处的叶片压力与相对速度分布基本一致。最后通过对蜗壳流道离心泵取不同的喉部面积在设计工况下进行数值模拟,进行了优化设计。结果表明:当喉部面积为蜗壳第八断面的1.1倍时,泵性能最佳。     

诱导轮出口参数对高速离心泵性能的影响

某型号液体火箭发动机用高速诱导轮离心泵存在抗汽蚀性能偏低的问题,而液体火箭发动机对泵的抗汽蚀性能有特别严格的要求,其直接影响发动机的性能和可靠性。为获得更高的效率,按照常规泵设计经验选取较大的诱导轮出口角,而理论分析此时诱导轮和离心轮的能量匹配不是最佳,不能获得较好的汽蚀性能。经过理论分析,提出降低诱导轮出口角的改进方案,并对诱导轮离心泵流场进行数值模拟,并在试验室进行了试验验证。仿真及试验表明在相同叶轮外形尺寸条件下,提出适当降低诱导轮出口参数的设计方法,虽然泵的扬程和效率略有降低,但泵的抗汽蚀性能得到大幅提高,该方法提高泵的抗汽蚀性能是可行的。     

高速复合叶轮离心泵多相位定常流动数值模拟

对一高速复合叶轮离心泵在设计工况进行了多相位定常流动数值模拟,分析了由于叶轮与蜗壳相对位置的变化引起的离心泵的速度场、压力场、扬程系数和效率的变化规律。计算表明,高速复合叶轮离心泵内流场非常复杂,叶轮流道在不同位置的流动情况差别较大,而扬程系数呈周期性变化。该计算为进一步提高高速复合叶轮离心泵的性能、减少水力损失提供了一定的理论依据。     

低汽蚀余量高速泵诱导轮研究

诱导轮是用来改善高速泵汽蚀性能的重要部件。为了研究诱导轮设计参数对高速泵汽蚀性能的影响,对一台卧式高速泵的诱导轮分别进行了3种方案的设计,并且对安装了每一种设计方案诱导轮的卧式高速泵都在试验室进行了相应的汽蚀试验,试验结果显示通过合理设计诱导轮参数可以显著提高高速泵的汽蚀性能。为了进一步研究诱导轮内部液体的流动状态,采用雷诺时均方法,对诱导轮内部的流场进行数值模拟,研究了诱导轮叶片工作面上相对速度分布及压力分布情况。依据数值模拟和试验结果,提出了对于本结构的高速泵诱导轮设计时诱导论的扬程系数应小于0.15,进口液流冲角要在合理范围内选取,不能取值过小。在合理的设计条件下,高速泵配备相等螺距诱导轮可以达到优良的汽蚀性能。     

半开式离心泵叶顶间隙对泵性能稳定性的影响

为提高火箭发动机涡轮泵性能稳定性,应用边界层理论进行了半开式离心泵叶顶间隙流动特性研究,利用边界层动量积分方程对叶顶间隙内边界层厚度进行求解,并开展了不同叶顶间隙泵性能试验及流场数值模拟研究.结果表明,当叶顶间隙值等于间隙内边界层厚度值时,间隙泄漏涡不再增强,可获得稳定的泵性能;当叶顶间隙过大,会使泵容积效率降低,导致泵性能急剧下降.该理论方法可作为设计过程确定半开式离心泵叶顶间隙的重要参考.     

固体推进剂火箭发动机喷管形状最佳化

喷管形状结构对固体推进剂火箭发动机效率和性能会产生影响,这篇文章对这种影响提供了理论分析判断方法。这个理论方法利用比冲(Isp)确定发生在发动机中的流动和热损失。在分析中考虑了由于扩散、摩擦、热、粒子滞后,烧蚀和化学不平衡引起的损失。本文用抛物线、园弧和特征流线方法(MOC)构成喷管形状,对发动机性能进行比较。这些形状的差别是用最佳初始膨胀角和最佳折回角(初始角与出口角之差)来表示,在喷管形状参数(长度和直径)同定的情况下,研究了典型的低空和高空的发动机。这些计算的结果对喷管形状设计给出了有益的理解。研究指出: 第一:最佳初始膨胀角和最佳折回角随型面类型而变化。第二:对于抛物线型、园弧型和特征流线型的喷管,固定形状参数可以得到的最大比冲基本上是相同的。第三:如果喷管不是最佳形状,就出现明显的性能损失。第四:这个理论比冲预测方法能有效地运用到固体推进剂火箭发动机喷管形状设计中去。     

试验系统夹气对离心泵性能测量的影响分析

针对试验系统夹气所产生的破坏,需要研究试验系统夹气对离心泵性能测量的影响,分别从扬程、效率、功率及汽蚀余量公式对离心泵性能的影响因素进行研究,根据理论公式和试验系统夹气带来的密度、流量等变化分析了夹气对离心泵测量性能的影响。在试验系统夹气情况下对流量计位于泵和调节阀之间与泵出口调节阀之后的影响进行了分析。试验结果表明,试验系统夹气会造成测量的离心泵扬程(用压力表示的扬程)和效率提高、功率降低、汽蚀余量增大;流量计位于离心泵和调节阀之间,试验系统夹气时,测量的扬程(用压力表示的扬程)、效率和功率都接近未夹气时的结果;流量计位于调节阀之后,试验系统夹气时测量的离心泵扬程(用压力表示的扬程)和效率都高于未夹气时的结果,功率降低。由于流量计位置对测量的影响,在设计试验系统时尽可能把流量计设置在离心泵与调节阀之间。     

螺旋离心泵的外特性试验与流场数值分析

以150×100LN-32型螺旋离心泵为研究对象,通过试验研究了此泵的外特性,并得出了一些结论。采用CFD软件Fluent,选用标准k-ε模型,计算了该泵的三维内部流场。通过对该泵内部流动速度、压力分布与捕捉到的流动冲击、二次流、回流等重要现象的分析,给该泵的性能改善与改进提供可靠的信息。通过分析,提出了在设计螺旋离心泵时的一些改进措施。     

喷管收敛段与喉部型面对喷管流量的影响

用Fluent计算流体力学软件对固体火箭发动机喷管流场进行了数值计算，研究了喷管收敛半角，喷管喉部上游圆弧曲率半径长喉部圆柱段长度对喷管流场的影响，研究结果表明，喷管喉部圆柱段长度对流量影响不大，喷管流量随喷管收敛半角的增大而减小，喷管流量随喷管喉部上游圆弧半径的增大而增大。所提供的结论可供喷管设计人员参考。     

喉部曲率半径对最大推力喷管性能的影响

针对不同喉部结构进行了最大推力喷管型面设计计算,分析了不同曲率半径对喷管流量系数、几何效率、推力系数、扩张损失和分离点位置的影响。结果表明：流量系数随上游曲率半径的增大而增大,推力系数和几何效率随下游曲率半径的增大而减小;下游曲率半径的增大导致扩张损失在小范围内不断减小,分离点位置后移。     

径向微型分子泵结构设计及抽气性能仿真

微型分子泵用于航天器上微小型探测仪器的高真空环境获得。着眼于简化结构,减小体积与装配难度,面向径向微型分子泵,针对其核心部件——定转子进行结构设计,并利用ANSYS、COMSOL软件作仿真分析,探究定转子径向结构、叶片角度、节弦比等对泵抽气性能的影响;比较径向与轴向分子泵的抽气效果。结果表明,在同等抽气系统体积下,径向微型分子泵在获得高压缩比方面更具优势。     

基于有限元仿真的薄壁圆柱壳轴向动力屈曲实验研究

研究薄壁圆柱壳的动力屈曲行为，有助于构造具有高吸能率的抗爆和抗冲击结构。基于有限元仿真，比较撞击系统动能的时间历程和屈曲变形的时间历程，提出了用以确定第二临界速度的能量迭代法，应用此方法设计薄壁圆柱壳的动力屈曲结构可有效地减少试验次数，降低实验成本。该方法的可行性和正确性利用落锤实验得到了验证。另外，数值仿真和实验研究表明：轴向冲击下的薄壁圆柱壳，随径厚比的增加，折屈边数有明显增加的趋势。     

旋流器结构参数对燃烧室出口温度分布的影响

采用数值模拟方法研究旋流器的结构参数对中心分级高温升燃烧室出口温度分布性能的影响,结构参数主要是叶片安装的角度和叶片的旋向组合多种方案,再对这些组合方案进行比较,从而选出最优结构。数值计算结果表明:旋流器结构参数对燃烧室出口特性有很大的影响,设计合理的旋流器结构参数对提高燃烧室性能很重要。选取最优的角度组合,第1级为45°,第2级与主燃级为60°;第1级与第2级旋向反向,并且第2级与主燃级旋向一致。     

金属/水反应冲压发动机进水管路的工作特性

基于水与金属燃料反应的水冲压发动机是一种新型的水下动力装置。进水管路是金属/水反应冲压发动机的一个重要部件。为了研究进水管路的工作特性,在理论分析和一维设计的基础上,设计出某一工作状态下的进水管路结构参数,并进行了数值模拟。结果表明,管路中出现汽蚀现象;随着出口压强的增大,总压损失减小,流量系数减小;随着来流速度的增大,总压损失增大,流量系数先增大后减小;随着工作深度的增加,总压损失增大,流量系数增大。     

多热源工况下燕尾形轴向槽道热管的热响应特性

建立了燕尾形轴向槽道热管应用于多热源时的瞬态传热及流动的理论模型并进行了数值求解,研究了该型热管应用于多热源时从启动开始直到达到稳态过程中,壁面温度、弯月面毛细半径、液体速度的实时变化。结果显示：毛细半径沿轴向单调递增;蒸发段有热源与无热源的连接处的温度阶跃变化;在蒸发段热源处,液态工质流速变化激烈,在蒸发段无热源处,液态工作速度变化比较平缓;同时,开展了热管瞬态特性测试实验,实验测量值与数值计算值符合较好。     

弹性自驱动卷筒式伸杆机构展开刚度分析及校验

针对弹性自驱动卷筒式伸杆机构(STACER) 的展开刚度问题，分析了卷筒式伸杆机构的工作原理，基于等效连续体模型推导了卷筒式伸杆机构弹性卷筒的构型参数与刚度的关系式，分析了弹性卷筒末端螺旋角、末端半径、带厚、带宽对展开刚度的影响。分析结果表明：(1)末端半径的增大能同时提高弹性卷筒的一阶频率和比刚度，而带宽的增大将导致弹性卷筒的一阶频率和比刚度均降低;(2)弹性卷筒的一阶频率随带厚的增加近似线性增大，但比刚度随带厚的增大而近似按双曲线规律下;(3)弹性卷筒末端螺旋角在62°~75°时，弹性卷筒的比刚度可获得最优值。卷筒式伸杆机构的刚度测试结果与理论分析结果基本一致，校验了理论分析方法的有效性。     

典型再入返回器气动特性对比与改进研究

返回器气动特性研究对宇宙飞船的研制起着先导和制约作用。文章对Apollo、CEV和类Soyuz这3种典型的轴对称钝头体再入返回器气动布局进行了气动特性的对比分析,发现与Apollo、CEV相比,类Soyuz外形的升阻比偏小,无法满足以第二宇宙速度载人空间再入返回的要求。在此基础上研究了几何参数（包括倒锥角和球冠半径）变化对类Soyuz外形返回器气动性能的影响规律,从中得到类Soyuz外形的改进方向,提出了一种以类Soyuz外形为基础的改进设计外形,并对该外形的升阻特性、稳定性和配平特性等相关气动特性进行了分析。研究表明通过对几何外形参数的调整优化来提高类Soyuz外形的升阻比,从而达到以第二宇宙速度再入返回的升阻比要求,这样的技术途径是可行的。