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为了降低液体火箭发动机推力室壁温和冷却剂压力损失,对再生冷却通道尺寸参数进行优化设计。以再生冷却通道高度、宽度、数目和推力室内壁厚为设计变量,推力室平均壁温、最高壁温和冷却剂压力损失为目标函数,采用Box-Behnken试验设计方法获取样本点,根据样本点建立再生冷却通道计算模型,利用传热分析程序针对不同方案得到目标函数关于设计变量的二阶响应面模型,分别用梯度投影、积极集法和遗传算法进行优化计算,同时利用逐步回归法和样本点更新技术提高模型精度。计算结果表明,建立的响应面模型能以较小的计算成本准确地反映设计变量和目标函数的关系;存在一个最佳的通道高宽比和通道数目使得冷却通道传热特性最优;对于两种不同优化方案,优化设计后的目标函数最多比初始设计降低13.5%和23.5%;使用遗传算法优化后得到的目标函数值最低。 相似文献
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基于响应面的涡轮叶片冷却通道设计优化 总被引:5,自引:0,他引:5
基于响应面近似技术,对涡轮冷却叶片的气动和传热性能进行了设计优化。以冷却通道肋的位置为设计变量,采用拉丁超立方抽样在变量设计空间里选取样本点,根据样本点建立叶片计算模型,采用流-热耦合分析方法得到叶片气动与传热性能参数,拟合得到叶片壁面最高温度、平均温度和总压损失关于设计变量的四阶响应面近似模型。采用响应面模型动态修正技术,进行了回流式冷却通道的设计优化,得到了优化解,减少了总压损失,使叶片最高温度下降了24.5 K,叶片壁面平均温度下降了34.4 K。 相似文献
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针对目前再生冷却结构优化研究存在参数对比范围窄、依赖于经验关系式等问题,根据航空发动机燃烧室特点提出了一种变截面宽度再生冷却通道,并采用神经网络模型结合数值模拟结果,以通道出口燃油温度相对标准差、燃气侧最高壁温及壁温相对标准差为目标,预测了全参数范围内不同槽宽和、槽宽比及肋高下目标函数的变化规律,预测结果表明:当槽宽和较小时,增大肋高可以强化换热,但当槽宽和较大时,需减小肋高才能强化换热,这也揭示了为何有些文献中关于肋高对换热性能影响的结论会相反;此外,存在一个最佳槽宽比范围可使得三个目标函数均最低;增大槽宽和可以明显降低燃气侧壁温及其不均匀度,减小肋高可以缩小不同管道出口燃油温度的差异。从预测空间内可选取多组综合流动换热性能较优的结构,优化后三组目标函数的加权值降低了9.09%。 相似文献
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为掌握交错肋冷却结构应用在涡轮叶片不同区域的流动传热性能,针对一种交错肋冷却结构在三种不同流动配置中在等质量流量和子通道雷诺数工况下进行了数值计算研究,三种流动配置包含了径向流动配置(RFC), 横向流动配置(CFC)和转折流动配置(TFC)。通过比较本研究得到的数值模拟结果与公开文献中的实验数据,定性定量地验证了本次数值计算的有效性。在等冷却质量流量下,RFC配置拥有最高的平均努塞尔数和压力损失,而CFC和TFC配置的平均传热性能相似且明显降低,但压力损失大大减少。在相同的子通道雷诺数下,三种流动配置下的交错肋通道展现出相似的传热强化性能,但TFC配置的压力损失最小。在研究范围内,在RFC配置中肋表面的平均换热比主表面的平均换热约高出16.3%,而在CFC配置和TFC配置中该值则分别高出38.2%以及 30.6%。不同的流动配置会引发子通道内不同的流动特性,包括流动转折和子通道间的交互作用。 相似文献
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新一代液氧 /烃类推进剂液体火箭发动机将采用高燃烧室压力方案 ,这时推力室冷却成为一项关键技术问题。本文构造了一个槽道式再生冷却通道几何尺寸的优化设计方法 ,其优化目标是使通过冷却通道的冷却剂的压力损失最小。典型的计算、实验表明 ,采用优化设计方法可使冷却压力损失减少 50 % ,即采用优化设计有利于高室压推力室冷却问题的解决。 相似文献
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为了改善冷却结构的综合换热性能,需要对冷却结构的优化设计进行研究。以冷却结构的平均温度、温度不均匀度和冷却剂流动压力损失为目标函数,基于变分法生成优化分布的冷却通道,该通道可以根据当地的边界条件而自适应地调整。随后对冷却结构进行流固耦合传热的数值计算,得到冷却结构的温度分布、冷却剂的压力损失、冷却剂出口温度等参数,多次迭代进而得到满足目标要求的冷却结构优化设计。计算结果表明,基于变分法的冷却结构优化设计方法可以根据当地边界条件生成优化的冷却通道;对于不同的优化方案,存在各自对应的最佳通道个数和冷却通道分布使目标函数最优;对于优化方案三,优化设计的冷却通道和常规设计的冷却通道相比:冷却结构平均温度从816K下降到807K,温度不均匀度从211K降低到172K,代价是压力损失从8kPa上升到17kPa。 相似文献
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通道深宽比对液体火箭发动机推力室再生冷却的影响 总被引:2,自引:1,他引:1
应用湍流模型对液体推进剂火箭发动机再生冷却推力室通道的流动与传热进行了三维数值模拟, 冷却工质为氢气, 其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化, 冷却剂比热容及金属固体物性随着温度而变化.计算采用标准k-ε两方程湍流模型及气-固耦合算法.保持再生冷却通道个数及冷却工质进口流量不变, 通过改变通道肋壁厚度来改变冷却通道深宽比, 研究不同深宽比对推力室壁面再生冷却效果的影响规律.计算结果表明:增加通道深宽比对推力室壁面能够起到强化传热的作用, 但同时也增加了冷却通道的进出口压差.这是由于冷却工质流速的增高, 从而提高了推力室传热系数.随着深宽比不断增加, 推力室再生冷却效果趋于饱和, 而冷却工质进出口压降则不断上升. 相似文献
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针对飞行器超声速巡航时遭受机体外部气动加热与辐射换热的情况,提出了一套综合考虑燃油系统、冲压空气与消耗性冷却剂制冷系统及热防护系统的超声速飞行器综合热管理系统;针对典型的超声速飞行包线,基于二阶多项式响应面代理模型技术,以热防护层厚度、回油质量流量以及消耗性相变冷却剂质量流量为设计变量,以燃烧室进口燃油温度为约束条件,以变量引起的起飞重量增量及其燃油质量代偿损失最小为设计目标,采用自适应模拟退火算法对综合热管理系统进行了优化设计。结果表明:采用二阶多项式响应面代理模型计算的结果与仿真计算结果的误差低于2%;在本文选取的设计变量取值范围内,最优方案倾向于热防护层厚度和冷却剂质量流量取最小值而回油质量流量取中间值,且最优方案较第一组初始方案就目标函数而言减重约16%。 相似文献
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基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明:该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。 相似文献
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The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow 总被引:1,自引:0,他引:1
This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation. 相似文献
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Abnormal Shape Mould Winding 总被引:1,自引:0,他引:1
Fu Hongya Wang Xianfeng Han Zhenyu Fu Yunzhong 《中国航空学报》2007,20(6):552-558
为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。 相似文献
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航天器返回地球的气动特性综述 总被引:4,自引:0,他引:4
航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。 相似文献
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Research on Auto-detection for Remainder Particles of Aerospace Relay Based on Wavelet Analysis 总被引:2,自引:0,他引:2
GAO Hong-liang ZHANG Hui WANG Shu-juan 《中国航空学报》2007,20(1):75-80
Aerospace relay is one kind of electronic components which is used widely in national defense system and aerospace system. The existence of remainder particles induces the reliability declining, which has become a severe problem in the development of aerospace relay. Traditional particle impact noise detection (PIND) method for remainder detection is ineffective for small particles, due to its low precision and involvement of subjective factors. An auto-detection method for PIND output signals is proposed in this paper, which is based on direct wavelet de-noising (DWD), cross-correlation analysis (CCA) and homo-filtering (HF), the method enhances the affectiv-ity of PIND test about the small particles. In the end, some practical PIND output signals are analysed, and the validity of this new method is proved. 相似文献
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Effects of Mo on the Microstructure and Hydrogen Sorption Properties of Ti-Mo Getters 总被引:1,自引:0,他引:1
ZHOU Hong-guo WEI Xiu-ying MAO Chang-hui XIONG Yu-hua QIN Guang-rong 《中国航空学报》2007,20(2):172-176
The effects of Mo on the microstructure evolution, porosity and hydrogen sorption properties of Ti-Mo getters are investigated in this work. The results show that the addition of Mo prolongs the densification process of Ti-Mo getters and results in a significant amount of sintered pores. With the Mo content increasing, the porosity of getters firstly increases reaching the maximum value as it at- tains about 7.5wt.%, and then drops. At the room temperature, the hydrogen sorption property of getters increases progressively with the Mo content increasing, but the tendency is not very clear before its content lies below 2.5wt.%. When the Mo content achieves about 7.5wt.%, the hydrogen sorption property proves to be the best. The discussion is made about the above mentioned phenomena inclusive of hydrogen sorption properties of getters under different activation conditions (from 500-750 ℃). 相似文献
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YANG Fen ZHANG Xue-jun TIAN Fang WU Xu GAN Fu-xing 《中国航空学报》2007,20(2):181-186
Antimony-doped tin hydroxide colloid precipitates have been synthesized by hydrolysis of SnCl4 and SbCl3 using: (1) an ion-exchange hydrolysis to remove chlorine ions, and (2) isoamyl acetate as an azeotropic solvent to obviate water. The obtained dried powder is of high dispersivity without any need for further grinding. The size and dispersivity of the final particles are investigated with the aid of TG-DTA, BET, XRD and TEM. After having calcined, the antimony-doped tin oxide nanopowder possesses a tetragonal rutile structure with high dispersivity, uniform particles and low hard agglomeration. 相似文献