抽吸气流量对催化惰化系统性能影响

基于耗氧型惰化系统惰化原理,建立了绿色低温催化惰化系统（3CGIS）的AMESim仿真模型,研究了绿色低温催化惰化系统抽吸气流量对惰化时间的影响,以及飞行包线内燃油箱气相空间氧气体积分数变化。将计算结果与试验数据进行对比,结果表明,飞行包线内燃油箱气相空间氧气体积分数计算结果与试验结果基本一致,验证了仿真模型的正确性。在此基础上,得到抽吸气流量与惰化时间近似呈反比关系;当惰化时间一定时,抽吸气流量随载油率的降低而增加;针对下降阶段燃油箱气相空间氧气体积分数可能超过12%,提出一种双流量惰化模式设计方法,可保证氧气体积分数在整个飞行包线内低于12%。仿真结果为绿色低温催化惰化系统的设计与优化提供了依据。      

燃油箱耗氧惰化与中空膜惰化的数值模拟及比较

针对耗氧型惰化系统燃油箱上部空间氧气体积分数随时间变化规律的问题，对耗氧型惰化系统的反应过程建立了数学模型，并通过CFD方法对机载绿色惰化气体产生系统（GOBIGGS）系统和机载惰化气体产生系统（OBIGGS）的惰化过程进行了模拟仿真，并与实验数据进行对比，验证了仿真结果的准确性。研究结果表明，当耗氧型惰化系统抽吸气的体积流量与中空膜惰化产生的富氮气体（NEA）体积流量相同时，耗氧型惰化系统不仅惰化时间短，而且能将燃油箱的O₂摩尔分数降至更低。同时耗氧型惰化系统的惰化效果与相同体积流量下NEA0（100%N₂）的中空膜惰化效果相近。另外，耗氧型惰化系统使燃油箱气相空间上部O₂摩尔分数大于下部O₂摩尔分数，中空膜惰化则相反。      

不同温控模式下直升机惰化系统性能对比

以某直升机机载中空纤维膜惰化系统为研究对象,设计了电控阀控温和变频风扇控温2种系统。基于AMESim平台以分离膜数学模型计算数据为基础,搭建机载惰化系统,在飞行包线下,研究了2种温控模式的控温效果、不同飞行阶段的惰化系统性能变化及关键参数对其影响。计算结果表明:电控阀控温系统在整个飞行过程均能将引气温度维持在目标温度90℃,在起飞之后富氮气体（NEA）氮体积分数全程维持在91.5%~96.4%之间,所需引气流量为40~243 kg/h,空载燃油箱气相空间氧体积分数可在180 s内降至9%,且保持全程低于9%;变频风扇控温系统在满足爬升、加速、俯冲高温阶段控温惰化要求的选型前提下,在低速、高速巡航阶段,引气被过度冷却至0℃左右,虽然所需引气流量低至26 kg/h,但NEA氮体积分数大幅下降至81%,燃油箱气相空间氧体积分数高达18%,在巡航阶段,飞行速度越大,引气温降越大,且巡航高度越低,为满足控温效果所需的最低巡航速度越低。      

基于耗氧惰化技术的飞机燃油箱热模型

温度是燃油箱耗氧惰化系统适航符合性验证过程中重要指标。基于MATLAB Simulink软件，建立了飞机燃油箱耗氧型惰化系统油箱部件的传质传热模型，并验证其可靠性。在此基础上，分析了惰化系统抽气流量和出口温度对飞机燃油箱气相空间节点温度和燃油节点温度的影响。结果表明：所建立的飞机燃油箱传质传热模型具有较高的可靠性；随着惰化系统抽气流量的增加和惰化系统出口温度的升高，气相空间节点温度随之升高但对燃油节点温度影响不明显。     

不规则燃油箱惰化系统进出口优化方法

为解决不规则燃油箱惰化时，出现的氧体积分数分布不均匀、惰化区域不充分的难题，以熵权改进优劣解距离（TOPSIS）理论为基础，提出一种适用于不规则油箱惰化系统的优化方法，并结合数值仿真方法进行综合评价，实现波音747飞机惰化系统进出口的优化设计。结果表明：根据熵权改进TOPSIS理论设计的惰化方案，不仅可以降低惰性气体流量需求，而且可以使得惰化空间氧体积分数分布更为均匀；优化后的波音747飞机惰化方案，综合性能指标提升22.67%，速度性指标提升2.97%，均匀性指标提升27.78%；单侧偏置惰化方案设计思路，可以增加流通路径、延长惰性气体存续时间，使得油箱惰化时氧气分布更为均匀、氧体积分数下降迅速。     

昼夜温度变化对燃油箱空余空间氧浓度的影响

燃油箱空余空间氧浓度变化规律的确定是惰化系统的设计基础，但影响燃油箱空余空间氧浓度因素很多，当前人们对于昼夜温度变化这一实际现象还缺少必要的分析计算。为此，以某型飞机中央翼燃油箱为研究对象，依据FAR25适航条款中昼夜温度变化的相关规定，建立理论仿真模型，利用实验数据对模型进行验证，探讨燃油箱空余空间氧浓度与昼夜温度变化之间的对应关系，并分析昼夜温度变化范围、载油率、初始氧浓度、溶解氧析出等因素对燃油箱空余空间氧浓度的影响，提出满足适航条款要求的夜间停机前燃油箱初始氧浓度限值。研究结果表明:昼夜温度的变化范围、载油率、初始氧浓度等因素对燃油箱空余空间氧浓度变化规律影响程度有所不同；停机前燃油箱初始氧浓度限值应该低于最低氧浓度限值0.5%~1%。研究成果将对惰化系统设计、燃油箱可燃性暴露时间计算具有较好的参考价值。      

两相流气体种类灭B类火效果的实验

两相流灭火系统中,气相采用不同的气体,其灭火效果不同.研究了采用空气、氮气、二氧化碳、氩气4种不同种类气体条件下,两相流细水雾灭火系统在3.6 m×4.6 m×3.9 m的空间内,灭0.1 MW及0.61 MW方油盘火的灭火特性及规律.实验过程中采用热电偶树和西门子气体分析仪对火焰温度及火场氧体积分数进行了测量,得到了不同气体种类条件下的细水雾灭火特性包括火焰最高温度、温度下降速率、氧体积分数下降速率、灭火时间等参数的变化规律和灭火过程中火场温度场和氧体积分数值的变化规律.     

发动机短舱泄压过程瞬态仿真

发动机短舱泄压门的设计会影响到短舱的安全性,泄压是一个动态变化过程,与舱内外压力、外界气流马赫数及泄压门结构有关。基于Modelica语言建立了短舱泄压过程零维瞬态仿真数学模型,并通过计算流体力学（CFD）方法得到不同开启角度下所需泄压门排放质量流量和力矩系数,并将这些系数代入零维瞬态仿真数学模型,得到了短舱泄压过程中舱内压力、泄压门开启角度等关键参数随时间的变化关系,分析了泄压门开启舱内压力阈值及最大开启角度对泄压过程的影响。研究结果显示,降低泄压门开启舱内压力阈值会使泄压过程到达平衡阶段时间减小,但是对平衡阶段舱内压力和往复摆动角度/幅度无影响。适当降低最大开启角度可有效降低泄压平衡阶段往复摆动角度/幅度,而对初始阶段的泄压速率和平衡阶段的短舱内部压力基本无影响,但是随着最大开启角度进一步降低,则会导致泄压速率下降,并使平衡阶段短舱内部压力升高。      

固液火箭发动机车轮形装药参数化设计与内弹道性能研究

装药设计和内弹道性能特性研究可为固液火箭发动机的设计和优化提供基础。建立了固液火箭发动机装药设计和内弹道计算的流程与方法，根据燃面退移规律，获得了车轮形装药燃烧面积、药柱通道面积等参数随燃去肉厚的变化关系。针对给定的设计指标及动力系统方案，开展了有中心孔车轮形、无中心孔车轮形、双D形及管形装药方案设计。计算结果表明:在相同的设计要求下，车轮形装药具有更大的燃烧面积、更高的装填分数及更小的药柱长径比；管形装药的氧燃比、燃烧室压强、推力等性能参数随时间变化更小；减小药柱外径可提高管形、双D形装药的装填分数，但同时会提高药柱的长径比。研究结果对车轮形装药固液火箭发动机内弹道特性及规律的认识可起到较好的支撑作用。      

耗氧型惰化系统反应器性能理论

为了研究耗氧型燃油惰化系统中反应器的工作特性,在Fluent 17.0软件多孔介质模型基础上以用户自定义变量（UDS）形式添加固相能量方程来建立气-固两相耦合传热的两温度反应器模型,以大庆RP-3燃油为对象并通过实验测试了其反应动力学方程,然后以用户自定义函数（UDF）源项的形式添加化学反应,对反应器进行了仿真。研究了不同工况对反应器惰化效率的影响,以及反应器在惰化过程中的内部温度及RP-3浓度变化特性。结果显示:反应物浓度对转化率的影响与氧浓度饱和值有关系,在没有额外冷却的情况下反应器会飞温,化学反应主要发生在反应器的后半段,且靠近反应器轴线处。因此在未来设计反应器时,应当考虑额外冷却措施以防止飞温,使催化床温度均匀分布来提高反应器工作效率。      

气体分配方式对民机多隔仓燃油箱惰化的影响

在假设燃油箱整体和各隔仓无质量堆积的前提下,建立了一种可根据压力差自动确定流动方向和流量的数学模型,并给出了迭代法计算的步骤,然后采用微元法获得了惰化过程中各隔仓体积氧浓度随换气次数的关系.以波音747中央翼油箱为对象,与国外文献中公布的实验数据进行了对比,验证了所建模型有较高的计算精度.以国产某型客机中央翼燃油箱为研究对象,给出了4种不同的富氮气体进气孔设置及2种气体分配方式,比较了它们对惰化过程的影响,结果显示,将富氮气体按体积平均方式通入所有的隔仓具有最好的惰化效果,而将进气孔口设置在外侧隔仓并单独进气的惰化效果最差,而且在中部对称位置的隔仓上设置进气孔优于非对称位置设置进气孔.     

机载中空纤维膜组件壳程气体流动数值模拟

机载惰化用中空纤维膜组件具有分离效率高、安全稳定、结构紧凑等优点,是目前较为经济高效的飞机燃油箱惰化设备。采用计算流体力学(CFD)方法对某中空纤维膜组件壳程气体流动进行数值模拟,通过更改膜丝束间距、膜丝束入口速度、膜丝束流量、膜丝束排布方式及飞行高度,得到了不同工况下的组件轴向各截面的气体流动分布,并提出无量纲参数截面平均速度比来描述气体流动分布规律。仿真结果表明:在保持入口气体流动速度一定时,平均速度比值随着膜丝束间距的减小先减小后增大,在膜丝束间距为1.5倍膜丝半径时达到最小值, 在保持入口流量一定时,壳程气体流动有着相同的规律;在保持膜丝束填充数量不变时,均匀排布比不均匀排布的平均速度比值更小;保持膜丝束间距不变时,入口速度对平均速度比值影响不大;飞行高度对组件壳程气体分布的影响作用主要体现在膜组件内壁处。      

CO2在RP5航空燃油中的质扩散系数测量

根据数字全息干涉度量原理搭建了气液质扩散系数测量实验平台,设计并加工了中空不锈钢恒温扩散槽,采用自编程序进行数字图像处理,通过测量298.15 K时0.33 mol/L KCl溶液在水中的质扩散系数验证了实验系统的正确性。实验测量了常压下278.15~343.15 K温度范围内CO₂在RP5航空燃油中的质扩散系数。随着温度的增加,CO₂在RP5航空燃油中的质扩散系数逐渐增大。不同温度下的质扩散系数可利用Arrhenius方程模型进行拟合,而且质扩散系数理论模型计算与实验测量结果之间的相对误差均小于9.51%。在实际工程应用中,可根据拟合的Arrhenius方程对CO₂在RP5航空燃油中的质扩散系数进行准确的预测,实验测量结果为燃油箱惰化系统的优化设计提供了数据支持。      

高速运载器燃油热管理系统优化

燃油热管理系统设计随着运载器多电化与机载高能电子设备的发展已经得到高度重视,其中燃油的热承载能力是最关键因素。针对喷气推进式高速运载器,提出了一种大范围、多任务的燃油热管理系统多目标优化配置方法,其以热沉利用率最高和燃油质量代偿损失最小为目标函数,以循环回路的燃油最大质量流量、冷却水携带量和机载热负荷发热量为优化变量,采用改进的遗传算法NSGA-Ⅱ,在不同飞行任务规划下进行双目标优化设计,所获得的目标函数Pareto最优解集,满足预期的燃油热管理系统模式选择原则,且通过分析优化变量与优化目标间的相关性,可以量化燃油热管理系统优化配置准则与可达到的最小燃油质量代偿损失,可应用于支持多热沉重构的机载高效燃油热管理系统。