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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.
随着飞机液压系统向高压化、大功率化方向发展,液压系统的发热及温升问题受到了广泛关注。柱塞泵作为液压系统中重要的能量转换装置,对液压系统的功率损失和温度有重大的影响,良好的柱塞泵的热分析对液压系统的热设计和温度控制有重要的意义。然而传统的柱塞泵热分析方法,如平均油温法、软件仿真法和热节点网络法,因不够准确、高效和简洁而不能满足现代飞机液压系统热分析和热设计的相关需求。本文针对飞机液压系统柱塞泵发热的相关问题,采用基于集总参数的热网络分析方法,建立了柱塞泵热网络模型,通过对柱塞泵不同工况下的仿真,验证了模型的有效性和准确性,为柱塞泵及液压系统的热分析提供了参考。  相似文献   
3.
翼身融合运输机分布式电推进系统设计及油耗评估   总被引:3,自引:1,他引:2  
针对翼身融合运输机开展了分布式电推进系统的总体设计与油耗评估。通过数值计算完成了70t载质量翼身融合飞机的气动设计与优化。在巡航马赫数为0.80和10km高度的设计点,最大升阻比达到了24。通过求解积分边界层方程组,完成了电推进系统的总体设计。电推进系统包含10个推进风扇,风扇直径为1.45m,压比为1.35,巡航功率为2.94MW。建立了考虑燃烧过程的发动机一维性能模型,对发动机油耗进行了评估,获得了不同发动机循环参数下燃油消耗。建模结果表明,基于翼身融合布局和分布式电推进技术,可使运输机的油耗较C-17节省近50%。   相似文献   
4.
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,结合某型自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94 Hz,与发动机试验结果一致。自激振荡产生机理是流量调节器的液动力受滑阀窗口型面变化率影响对系统形成正反馈作用,流量调节器综合刚度小于零时系统失稳。分析了流量调节器结构参数对系统稳定性的影响作用,三角形滑阀节流口流通面积能够抑制管路系统自激振荡。结合某型流量调节器负载特性试验系统进行验证,得出随着流量调节器压降升高,管路系统稳定性变差,获得的幅频特性,稳定边界与试验结果一致。  相似文献   
5.
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   
6.
传统弹载电液伺服系统的液压能源采用有刷直流电机驱动恒压变量泵的方式,泵源压力在导弹飞行过程中设定值恒定,但在平飞段过程长、负载小,对能源压力需求低,造成弹上能源总利用率不高的问题,提出无刷直流电机驱动小排量液压泵的压力控制泵源的设计,在低气动负载阶段适当降低系统压力,进而降低节流损失与泄漏量,提高能量利用率。分析了变转速定量泵的流量压力特性曲线,通过建立基于变转速压力控制泵源的位置电液伺服系统数学模型与仿真模型,分析了变转速定量泵压力控制系统在典型工况下的位置跟踪、系统压力变化与能量利用效率,验证了压力控制系统能够在导弹平飞段保证位置伺服系统跟踪正常的前提下,能有效提高系统效率,证明了变转速定量泵压力控制系统的有效性与可行性。  相似文献   
7.
8.
对空间碎片检视或抓捕操控中的悬停控制及燃耗问题进行了研究。通过C W方程,建立任务星近距随遇定点悬停控制模型,通过设计状态反馈控制器分析定点悬停的可控性以及推控要求,结果表明近距悬停需要与悬停位置相关的两个正交方向上的常值连续推力控制量,以及用于抵抗扰动的三轴向上的反馈变推力控制量。分析了近距随遇悬停的推控分系统配置,建立了长时近距随遇悬停的燃耗及燃耗速率的数学模型,最后分析了既满足安全距离需求、又满足悬停方位需求的最小悬停燃耗模型。  相似文献   
9.
The effect of the rocket exhaust products on the D-region of the ionosphere is investigated with the help of Very low frequency (VLF) electromagnetic wave propagation characteristics within the Earth-ionosphere waveguide. The changes in the electron density profile are computed from the observed VLF signal amplitude perturbations about 3 dB during the rocket launch. We find a localized electron depletion in the lower ionosphere at an altitude of around 58 km, that is thought to be originated by the attachment of ionospheric ion and molecular hydrogen along with water molecule in the exhaust product of first stage burn of Geosynchronous Launch Vehicle (GSLV) rocket at the time of GSLV launched from Sriharikota, India, on 27 August 2015 at 11:22 UT (16:52 IST). The ionospheric depletion perturbed the navigational VLF signal (VTX = 17 kHz) 134 s after the launch of the GSLV rocket.  相似文献   
10.
为了研究类似SABRE3结构的深冷组合循环发动机,建立了基于部件法的发动机设计点热力学计算模型,提出了发动机氦循环新的循环效率和循环特征参数的定义。考虑发动机参数的物理限制条件及不同工质循环之间的相互影响,求解得到了空气路、氦气路重要参数的设计可行域。在可行域内开展了空气路和氦气路的循环分析,获到了冷却当量比、性能参数等主要参数的分布结果。结果表明:此发动机空气热功转换比ηt2为0.02~0.746。氦循环设计可行域受ηt2及换热器热负荷限制;循环起始温度和热负荷限制确定的情况下,ηt2越低氦循环可行域越窄。降低发动机冷却当量比的关键是:提高换热器1的氦出口温度以降低氦流量;当换热器1和换热器2的氦出口温度同时取得最大值时,冷却当量比取得最小值。换热器1和2的氦出口温度分别取1200K和1300K时,空气路可行域内冷却当量比为0.917~2.64。  相似文献   
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