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1.
燃油离心泵多目标优化设计及仿真分析   总被引:1,自引:1,他引:0       下载免费PDF全文
李嘉  李华聪  王万成  王玥 《推进技术》2021,42(3):666-674
针对燃油离心泵高效、高抗汽蚀优化设计问题,进行了基于损失模型和SQP算法下的多目标优化设计并进行了仿真应用。首先,考虑叶轮、蜗壳等通流部件内的水利损失、容积损失以及机械损失,建立表征离心泵效率的综合损失模型;结合基于必须汽蚀余量计算下的汽蚀表征函数以确定离心泵多目标函数。进而,利用SQP算法构造合理的适应度函数,结合约束条件确定离心泵多目标优化设计的数学模型。其次,对某型燃油离心泵进行基于SQP算法的优化设计并与其他常用优化算法进行对比。可以看到:各优化算法的最优结果几乎相似,但SQP算法对多维非线性方程组优化求解所用的迭代步数相对较少。最后,利用CFD技术进行仿真及外特性预测,以验证基于SQP算法下燃油离心泵多目标优化设计的有效性。结果表明:相比传统方法设计的原型离心泵,基于SQP算法优化的离心泵内流场压力分布相对均匀,流动损失更低,且进口流动有利于抗汽蚀性能;从外特性结果来看,基于SQP算法优化的离心泵高效工作区域相对宽广,必须汽蚀余量相对较低,抗汽蚀性能有所改善。  相似文献   
2.
《中国航空学报》2021,34(3):105-117
Swirl-Loop Scavenging (SLS) improves the performance of 2-stroke aircraft diesel engine because the involved swirl may not only benefit the scavenging process, but also facilitate the fuel atomization and combustion. The arrangement of scavenge port angles greatly influences in-cylinder flow distribution and swirl intensity, as well as the performance of the SLS engine. However, the mechanism of the effect and visualization experiment are rarely mentioned in the literature. To further investigate the SLS, Particle Image Velocimetry (PIV) experiment and Computational Fluid Dynamics (CFD) simulation are adopted to obtain its swirl distribution characteristics, and the effect of port angles on scavenging performance is discussed based on engine fired cycle simulation. The results illustrate that Reynolds Stress Turbulence model is accurate enough for in-cylinder flow simulation. Tangential and axial velocity distribution of the flow, as well as the scavenging performance, are mainly determined by geometric scavenge port angles αgeom and βgeom. For reinforcement of scavenging on cross-sections and meridian planes, αgeom value of 27° and βgeom value of 60° are preferred, under which the scavenging efficiency reaches as high as 73.7%. Excessive swirl intensity has a negative effect on SLS performance, which should be controlled to a proper extent.  相似文献   
3.
赵圆圆  曾飞  李洋  甘明瑜  施圣贤 《航空学报》2021,42(10):524158-524158
叶片气膜孔的几何参数对其冷却效率具有十分重要的影响,需采取有效手段对加工的气膜孔几何参数进行检测。基于光场成像原理,初步探索了单光场相机快照式三维测量技术在气膜孔检测上的应用。与其他光学测量技术相比,该技术仅通过一次拍摄,即可快速从捕获的单张原始光场图像中计算得到气膜孔的三维点云数据,其数据采集效率很高。实验中对一组标准量块进行了测量,展示了单光场相机应用于工业级精密测量的潜力。对实际叶片上气膜孔几何参数的检测结果初步表明了该技术应用于气膜孔三维测量的可能性。由于单光场相机成像系统的结构简单,易于操作且便于与其他传感器设备集成,可为气膜孔三维测量问题提供一种新的解决方案。  相似文献   
4.
宋欣  沈华  陈龙宝  李天玉 《航空学报》2021,42(3):224759-224759
将新材料、新工艺应用于民机结构设计时,细节疲劳额定强度(DFR)法仍是重要的评估方法。根据新型铝合金疲劳试验数据,全面分析了Weibull分布形状参数对DFR计算参数的影响;分析标准S-N曲线斜度参数对DFR的影响时,应考虑可靠性寿命的变化,采用低可靠度寿命计算曲线斜度参数可降低Weibull分布形状参数的影响;比较了采用不同分布参数估计值与传统上采用波音公司给定值进行DFR计算的差异。结果表明,对于通过符合性检验的试验数据,使用不同Weibull分布的参数估计值计算得到的DFR都大于按传统方法(用波音公司给定值)的计算结果,其中,三参数Weibull分布计算的DFR最大,至少增加10%以上。  相似文献   
5.
王云  范明华  刘赛南  范玮 《推进技术》2021,42(4):834-841
为了探究障碍物对脉冲爆震火箭发动机在无阀自适应工作方式下性能的影响,采用汽油为燃料,富氧空气为氧化剂,开展了工作频率为20Hz的无阀式多循环实验研究。实验中使用Shchelkin螺旋、螺旋凹槽、环形凹槽和孔板作为障碍物,并分析了其对起爆和推进性能的影响。研究结果表明,Shchelkin螺旋、螺旋凹槽和环形凹槽在阻塞比BR=0.36,0.46和0.56时都可实现PDRE的稳定工作,孔板在BR=0.56时无法实现爆震的起始;Shchelkin螺旋的DDT距离和DDT时间最短;实验测得的平均推力较理想流动模型理论值有13.3%~39.3%的亏损,BR=0.36的Shchelkin螺旋推力损失最小;螺旋凹槽与环形凹槽的DDT距离和DDT时间较长,没有明显的推力增益。  相似文献   
6.
张淼  徐浩海  李斌  邢理想 《推进技术》2021,42(7):1493-1500
流量调节器管路系统在小流量大压降工况下会出现低频自激振荡现象。为了深入认识自激振荡产生机理,结合某稳流型流量调节器及管路系统,基于流量调节器弹簧振子动力学模型开展数值仿真研究。数值仿真得出自激振荡频率为94Hz,与发动机试验结果一致。分析了流量调节器结构参数对系统稳定性的影响作用,三角形滑阀节流口能够抑制管路系统自激振荡。自激振荡产生机理是液动力随滑阀节流口型面振荡,并对管路系统形成正反馈作用,当流量调节器综合刚度系数<0时,管路系统就失稳产生振荡。某流量调节器的负载特性试验表明,随着流量调节器压降升高,管路系统稳定性变差。仿真获得的幅频特性,稳定边界与试验结果一致。  相似文献   
7.
为研究瞬变流速激励下某型卫星姿控发动机燃料输送管路的非线性振动特性,采用加权余量法和四阶Runge—Kutta法对燃料输送管路的非线性液固耦合振动模型进行了数值仿真,研究不同燃料流速下、电磁阀开关时长对燃料管路非线性振动稳定性的影响。仿真结果表明,依据管路特征线可将管路振动分为稳定振动区和不稳定振动区,且不稳定振动主要表现为发散失稳和扩张失稳。当电磁阀开关时长处于失稳区时,电磁阀门开启时长引起的燃料管路不稳定振动为多频率、变幅值的动态扩张失稳,且燃油流速增大是影响管路振动扩张断裂的主要因素;电磁阀门关闭时长引起的燃料管路不稳定振动为单频、变幅值扩张失稳。  相似文献   
8.
郭峰  朱剑锋  尤延铖  邢菲 《航空学报》2021,42(7):124755-124755
基于高斯伪谱航迹优化方法,建立了"火箭辅助型涡轮基组合动力"的飞行器/推进系统匹配分析方法,针对地面水平起降、以马赫数5巡航的高超声速飞行器,以巡航航程最远为目标,完成了涡轮基组合动力(TBCC)与火箭的耦合特性分析及匹配优化设计。研究结果表明:对于可行的TBCC方案(起飞推重比为1.0),引入合适推力的火箭有助于提升加速爬升段的总效率并降低质量消耗,且对巡航航程有着一定的提升(4%起飞重量推力火箭可增加航程0.97%);对于不可行的TBCC方案(起飞推重比为0.8),引入火箭不仅可实现推进系统方案的收敛,且其巡航航程相比可行的TBCC方案最多可增加7.9%。考虑到TBCC较大的"死重"和较低的单位迎面推力对巡航性能的不利影响,结构质量占比为25%的巡航型飞行器建议采用"13%起飞重量推力火箭辅助起飞推重比为0.7的TBCC "推进系统。相比之下,结构质量占比为55%的加速型飞行器建议采用" 5%起飞重量推力火箭辅助起飞推重比为0.98的TBCC"推进系统。  相似文献   
9.
《中国航空学报》2021,34(5):617-627
In this paper, a progressive approach to predict the multiple shot peening process parameters for complex integral panel is proposed. Firstly, the invariable parameters in the forming process including shot size, mass flow, peening distance and peening angle are determined according to the empirical and machine type. Then, the optimal value of air pressure for the whole shot peening is selected by the experimental data. Finally, the feeding speed for every shot peening path is predicted by regression equation. The integral panel part with thickness from 2 mm to 5 mm and curvature radius from 3200 mm to 16000 mm is taken as a research object, and four experiments are conducted. In order to design specimens for acquiring the forming data, one experiment is conducted to compare the curvature radius of the plate and stringer-structural specimens, which were peened along the middle of the two stringers. The most striking finding of this experiment is that the outer shape error range is below 3.9%, so the plate specimens can be used in predicting feeding speed of the integral panel. The second experiment is performed and results show that when the coverage reaches the limit of 80%, the minimum feeding speed is 50 mm/s. By this feeding speed, the forming curvature radius of the specimens with different thickness from the third experiment is measured and compared with the research object, and the optimal air pressure is 0.15 MPa. Then, the plate specimens with thickness from 2 mm to 5 mm are peened in the fourth experiment, and the measured curvature radius data are used to calculate the feeding speed of different shot peening path by regressive analysis method. The algorithm is validated by forming a test part and the average deviation is 0.496 mm. It is shown that the approach can realize the forming of the integral panel precisely.  相似文献   
10.
陈幸  胡斌  王中豪  赵巍  赵庆军 《推进技术》2021,42(12):2744-2753
为了促进空气涡轮火箭发动机燃烧室内来自压气机的空气和流经涡轮的富燃燃气的掺混、提高燃烧效率,本文基于空气涡轮火箭发动机燃烧室入口结构参数设计了波瓣混合器,并采用数值模拟方法通过调整张角及瓣宽比对波瓣结构进行优化。结果表明:1)保持外张角不变,增大波瓣内张角可以有效改善内涵燃料在燃烧室中心轴附近区域燃烧不完全的状况;2)在内、外张角相同的条件下,通过减小瓣宽b2使瓣宽比 大于1可以提升掺混及燃烧效率;3)相对于非反应流动,波瓣诱导流向涡在反应流中强度更高,沿径向向外移动的速度也更快;4)带有波瓣结构的燃烧室内,因内、外涵气流掺混造成的总压损失很小,80%以上的总压损失是由加热造成的。  相似文献   
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