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为快速求解涡流阀固体变推力发动机的工作参数、研究控制流参数对涡流阀固体变推力发动机的影响规律,改进了求解涡流阀固体变推力发动机工作参数的理论计算模型,并利用该模型研究了控制流参数对涡流阀固体变推力发动机推力调节性能的影响规律。结果表明:该模型最大相对误差为10.83%,可用于涡流阀固体变推力发动机的计算分析;在控制流压强与控制流流量相同及分子量相当的情况下,提高控制流温度可以提高推力调节比;控制流流量是决定涡流阀固体变推力发动机推力调节比最重要的参数;增加燃气发生器的燃面,不仅可以提高涡流阀固体变推力发动机的推力调节比,同时可以减小发动机的比冲损失。 相似文献
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涡流管结构参数对其性能的影响 总被引:4,自引:0,他引:4
用实验方法研究了热端管管长、分离室直径、冷孔板孔径等主要结构参数对涡流管的制冷制热性能的影响。实验中以空气为介质分别对不同结构参数涡流管的性能进行了研究,得出了热端管管长、分离室直径以及冷孔板孔径等参数对涡流管制冷制热性能的影响规律。研究结果表明:在一定范围内增加热端管长度有利于涡流管的能量分离;在大冷流率下,大直径涡流管的制冷性能优于小直径涡流管;冷孔板孔径愈小,涡流管的制冷制热效应都愈好,在冷孔板孔径与热端管内径之比为50%时,取得最佳的制冷制热效应。 相似文献
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为了研究固体火箭发动机气动喉部推力调节的一般规律,利用氮气作为介质对气动喉部喷管进行了冷流实验研究。研究了该种喷管的扼流性能,二次流嘴的面积、个数对其扼流性能的影响以及空腔容积与喷管压强调节时间的关系。掌握了气动喉部喷管的有效喉部面积随流量比变化的一般规律。结果表明,二次流与主流流量比越大,气动喉部面积越小。小的面积比具有更高的扼流性能,而当流量比大于0.4时,面积比对扼流性能无明显影响。空腔体积越小压强调节时间越短。 相似文献
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为了得到优良的涡轮增压固冲发动机(TSPR)的非设计点性能,提出了等换算转速、等余气系数的调节规律,通过确定TSPR非设计点共同工作过程,建立了TSPR非设计点性能模型。以高空高速(22km,Ma3.64)为设计点,计算和分析了0km,5km,10km,15km高度下TSPR的非设计点性能。结果显示:当采用等换算转速和等余气系数的调节规律时,TSPR非设计点工作范围宽广,具有良好的非设计点性能,最大推力是最小推力的3倍左右,最大比冲超过800s;在(10km,Ma2.5)的非设计点,通过调节转速,可以获得1.55倍的推力调节比和稳定的比冲性能;最后得出:提高转速,增加飞行速度,提高富燃流量驱涡流量比是增强TSPR性能的有效途径。 相似文献
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研制了一种叶片式进气管涡流控制阀,采用涡流动量计式稳流实验台和Ricardo评价方法,分析了四气门汽油机可变涡流进气管对进气流通特性和缸内涡流特性的影响,并且建立了相对应的三维数值模型,得到进气管与缸内流场更为详尽的数据信息。结果表明,该结构可以对缸内涡流运动强度和进气流量系数进行调节,进气终了涡流比调节范围为0~1.59,平均流量系数调节范围为0.25~0.41;涡流强度增大,流量系数随之减小,适应发动机不同工况对于流量系数和涡流运动的要求。 相似文献
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为了快速可靠地评估旋转爆震冲压发动机的总体性能,针对冲压模态下的旋转爆震发动机建立了性能分析模型。模型以飞行条件和冲压发动机关键几何参数作为输入参数,结合气体动力学和C-J爆震理论,获得旋转爆震燃烧室的流场参数分布以及发动机喷管排气参数,输出发动机推力以及燃料比冲,建立了基于连续旋转爆震的冲压发动机性能评估方法。模型参与反应的燃料和氧化剂分别为煤油以及空气,主要研究了燃料温度、喷管喉部面积、燃烧室环面面积、反应物当量比、飞行马赫数以及飞行高度对发动机燃料比冲、推力的影响趋势。研究结果表明,控制其它变量不变,发动机推力与燃料比冲随燃料温度上升而提高;随喷管喉部面积、燃烧室环面面积减小而增大;随飞行高度增加而降低;燃料比冲随当量比、马赫数增大而减小,而推力随当量比、马赫数增大而增大。在高度为25 km、马赫数为4、当量比为0.6的工况下,发动机燃料比冲可达到1 740 s。分析结果表明,模型计算方法可靠,可快速计算出旋转爆震冲压发动机的推力性能,为旋转爆震冲压发动机的设计提供可靠参考。 相似文献
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大子午扩张变几何涡轮可调叶片端区设计优化 总被引:1,自引:0,他引:1
提出采用高负荷设计以减少叶片数的方法,增大圆盘直径而减小泄漏面积;结合叶片进行后加载改型措施以减小由于高负荷设计所增加的二次流损失.对定几何涡轮、仅有驱动轴的变几何涡轮与带圆盘型冠的变几何涡轮的流场进行三维数值模拟计算,分析了3种涡轮性能的优劣.结果表明:大间隙尺度下了间隙泄漏涡强度较大,并与通道涡相互融合,从而增大了泄漏损失区域,增加了泄漏损失;而在涡轮叶片由于高负荷设计会增加了主流区的二次流损失.该方法可以有效地减小周向泄漏面积,极大地抑制由大间隙尺度所导致的间隙泄漏涡与通道涡的相互融合,减小泄漏损失.而通过后加载改型的措施,抑制了主流区的通道涡的发展趋势,减小了二次流损失.这两种措施结合后的变几何涡轮具有较高的全工况性能. 相似文献
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Thermal state calculation of chamber in small thrust liquid rocket engine for steady state pulsed mode 总被引:1,自引:1,他引:0
Alexey Gennadievich VOROBYEV Svatlana Sergeevna VOROBYEVA Lihui ZHANG Evgeniy Nikolaevich BELIAEV 《中国航空学报》2019,32(2):253-262
This paper presents a method of thermal state calculation of combustion chamber in small thrust liquid rocket engine. The goal is to predict the thermal state of chamber wall by using basic parameters of engine: thrust level, propellants, chamber pressure, injection pattern, film cooling parameters, material of wall and their coating, etc. The difficulties in modeling the startup and shutdown processes of thrusters lie in the fact that there are the conjugated physical processes occurring at various parameters for non-design conditions. A mathematical model to predict the thermal state of the combustion chamber for different engine operation modes is developed. To simulate the startup and shutdown processes, a quasi-steady approach is applied by replacing the transient process with time-variant operating parameters of steady-state processes. The mathematical model is based on several principles and data commonly used for heat transfer modeling: geometry of flow part, gas dynamics of flow, thermodynamics of propellants and combustion spices, convective and radiation heat flows, conjugated heat transfer between hot gas and wall, and transient approach for calculation of thermal state of construction. Calculations of the thermal state of the combustion chamber in single-turn-on mode show good convergence with the experimental results. The results of pulsed modes indicate a large temperature gradient on the internal wall surface of the chamber between pulses and the thermal state of the wall strongly depends on the pulse duration and the interval. 相似文献