纳米隔热材料的热导率变化规律

为认识和掌握纳米隔热材料的热导率变化规律,以正硅酸乙酯(TEOS)为硅源、炭黑为遮光剂、石英纤维为增强体,采用溶胶-凝胶工艺结合超临界干燥技术制备了纳米隔热材料,并采用热导率测试仪、N_2吸附-脱附、SEM、激光粒度仪对材料进行了表征。测试结果表明:未添加炭黑的材料常压热导率随表观密度的变化以203 kg/m~3为分界点,分界点之前随表观密度的增大线性降低,分界点之后则随表观密度的增大线性升高,并且后一阶段较前一阶段变化快。孔隙率相同时,常压热导率随炭黑含量的增加先降低后稍有升高,极限真空热导率逐渐降低,而常压条件下的气相热导率增大。在半对数坐标系中,气相热导率随环境气压的下降而降低,并且依据降低速率可以划分为三个阶段,101.325～30 kPa之间下降最快,且变化值约为6 mW/(m·K);30～0.1 kPa之间下降较快,且变化值约为2 mW/(m·K);0.1～0.01 kPa之间下降最慢,且基本可以忽略不计。材料常压热导率最低值为16.62 mW/(m·K),添加5wt%的炭黑后可以进一步降低至14.50 mW/(m·K)。     

Digital twin model of gas turbine and its application in warning of performance fault

The digital twin-driven performance model provides an attractive option for the warn gas-path faults of the gas turbines. However, three technical difficulties need to be solved: (1) low modeling precision caused by individual differences between gas turbines, (2) poor solution efficiency due to excessive iterations, and (3) the false alarm and missing alarm brought by the traditional fixed threshold method. This paper proposes a digital twin model-based early warning method for gas-path faults that breaks through the above obstacles from three aspects. Firstly, a novel performance modeling strategy is proposed to make the simulation effect close to the actual gas turbine by fusing the mechanism model and measurement data. Secondly, the idea of controlling the relative accuracy of model parameters is developed. The introduction of an error module to the existing model can greatly shorten the modeling cycle. The third solution focuses on the early warning based on the digital twin model, which self-learns the alarm threshold of the warning feature of gas-path parameters using the kernel density estimation. The proposed method is utilized to analyze actual measured data of LM2500 +, and the results verify that the new-built digital model has higher accuracy and better efficiency. The comparisons show that the proposed method shows evident superiority in early warning of performance faults for gas turbines over other methods.     

液体火箭发动机汽蚀建模与低入口压力起动过程仿真

针对液体火箭发动机氧化剂泵的汽蚀过程，使用入口NPSH（net positive suction head）代替入口压力作为汽蚀发生的判据和入口质量流量的计算方法，并通过模型与试验结果的对比发现以扬程下降1.25%作为断裂汽蚀发生点的模型具有良好的精度。后续开展发动机低于额定入口压力的起动仿真，结果表明：62%及以上额定压力能够正常起动；45%及以下额定压力起动失败，原因是燃气发生器温度过高。主要存在0.4~0.6 s，0.4~0.85 s和0.4~1.2 s三个时间段的严重汽蚀，分别对应氧主阀打开、主涡轮转速的快速爬升和燃气发生器参数波动。氧化剂主泵汽蚀主要影响燃气发生器和推力室，次要影响燃料供应路组件，轻微影响主涡轮。     

往复节流式正脉冲发生器性能分析CSCD

在石油开采与钻探领域,脉冲发生器作为旋转导向系统井下信号传输系统的重要组成部分,提高压力脉冲幅值有助于提升旋转导向系列产品的市场竞争力。为了揭示其工作原理及提高压力脉冲幅值,基于计算流体动力学,利用用户自定义函数(UDF)、动网格技术、非牛顿流体模型,借助Fluent平台对往复节流式正脉冲发生器进行了动态数值实验。利用离散形式的动量方程将主阀体与电磁阀的被动运动转变为主动运动,选择适用于k-ε湍流模型的赫-巴非牛顿流体本构方程描述泥浆,提高了计算的收敛性与运动的可控性。基于非牛顿流体的流固耦合方法,更真实地模拟了脉冲器在井下工作过程。结果表明限流环内径越小或入口排量越大,则压力脉冲幅值与信号发生频率越大。     

铝内衬碳纤维缠绕复合气瓶自紧压力分析

应用解析计算的方法对铝内衬碳纤维全缠绕复合材料气瓶在内压情况下的弹塑性历程进行了分

析,推导并得到了气瓶的自紧压力,通过水压应变测试及疲劳试验的方法进一步验证了计算结果的合理性。经

对比分析,文中提到的计算方法可用于今后相似结构气瓶的自紧力计算。

     

复合材料气瓶热防护材料隔热性能试验研究

以复合材料气瓶热防护材料的耐高温及隔热性能为研究对象，通过真空舱模拟上面级飞行段的真空环境，采用石英灯阵模拟热源，对两种热防护方案开展真空热试验，分析了不同材料（组合）、多层隔热组件不同单元的隔热性能及其差异产生的原因。结果表明两种防热方案都可使气瓶壁面温度满足不超过70 ℃的温度要求，其中“柔性隔热毡+中温多层”组合防热结构的耐温和隔热性能更优，并通过理论计算与试验值对比验证了热仿真计算中的不确定性，试验结果可为后续型号防热设计提供参考。     

分开排气涡扇发动机的热力循环分析

基于燃气发生器的概念分析了分开排气涡扇发动机的效率划分。在此基础上，通过理论推导证明了分开排气涡扇发动机的最佳外涵风扇增压比的存在判据，及其单位推力、效率和耗油率极值的等价性。给出的判据可以作为实际分排涡扇发动机设计中的最佳外涵风扇增压比的选择依据。针对两型大涵道比分开排气涡扇发动机热力循环分析的结果表明:当外内涵排气速度的比值与风扇、低压涡轮效率的乘积相等时，发动机的总效率和单位推力最大，耗油率最低，从而证明了本文给出的效率划分和最佳外涵风扇增压比判据是合理的。      

动态负调约束下固体冲压发动机燃气流量控制算法研究

变流量固体冲压发动机工作过程中，常采用控制燃气发生器压强的方式调节燃气生成量，在跟踪变化压强指令过程中，流量会产生明显的负调现象，严重影响发动机系统的安全性和可靠性。为 解决这一问题，本文以具有高度非线性、强时变特性的燃气发生器系统为对象，构建了基于粒子群算法的流量调节自适应PI控制器，并给出一种利用自适应微分跟踪器对期望控制指令进行“整形”的负调改善算法；首先，结合负调发生、终止判据，综合考量系统流量安全裕度，负调发生方向，构建了适配于动态负调约束的自适应跟踪微分器（TD），克服了传统跟踪微分器在负调抑制过程中控制精度不高，指向性不强等缺陷；进一步，开展了多工况下的负调抑制算法仿真校验，结果表明：所设计自适应控制算法具备良好的燃气流量控制能力，可实现在基本不改变响应时间情况下，将最大负调量削减56.6%的控制效果，展现出良好的工程应用前景。     

Design and analysis of a novel hybrid cooling method of high-speed high-power permanent magnet assisted synchronous reluctance starter/generator in aviation applications

To improve the heat dissipation performance, this paper proposes a novel hybrid cooling method for high-speed high-power Permanent Magnet assisted Synchronous Reluctance Starter/Generator (PMaSynR S/G) in aerospace applications. The hybrid cooling structure with oil circulation in the housing, oil spray at winding ends and rotor end surface is firstly proposed for the PMaSynR S/G. Then the accurate loss calculation of the PMaSynR S/G is proposed, which includes air gap friction loss under oil spray cooling, copper loss, stator and rotor core loss, permanent magnet eddy current loss and bearing loss. The parameter sensitivity analysis of the hybrid cooling structure is proposed, while the equivalent thermal network model of the PMaSynR S/G is established considering the uneven spraying at the winding ends. Finally, the effectiveness of the proposed hybrid cooling method is demonstrated on a 40 kW/24000 r/min PMaSynR S/G experimental platform.     

基于第二动力技术的TBCC综合能源展望

飞行器电能、液压能和气压能的功率需求由第二动力系统单独做功或提取发动机主轴功率供应。TBCC发动机模态转换后,第二动力系统无法从发动机主轴提取功率。因此,需要解决空天飞行器第二动力系统长时间大功率能量输出的问题。分析航空蓄电池、起动发电机、APU、GTS、ATS和RAT的技术特点、发展现状以及第二动力的发展趋势,结合高超声速飞行器的发展趋势,提出ATS/RAT组合和多电超导发动机/大比能的储能装置技术组合是实现空天高超声速飞行器综合能源的技术路线。