蒸汽引射稠油输送新技术

管线输送是稠油输运的一种主要手段。由于我国一些油田原油粘度高，常温下流动性差，管输需采用特殊工艺。根据粘度随温度沿指数下降的规律，与其它工艺比较，加热输送工艺有更大的潜力。该文提出了一种蒸汽引射直接加热稠油输送的新技术。为研究其有效性，进行了性能分析，并在辽河油田Ф80mm，300m输油管线上进行了现场实验，测量了三种工况下该方法对稠油的温度、压降和含水率的影响。实验结果表明该文提出的方法是可行的。     

低温风洞新形式——换热引射式低温风洞

提出了一种新的低温风洞形式-换热引射式低温风洞。这种风洞比连续式低温风洞可以减少投资经费,比引射式低温风洞可以降低运转费用。风洞主要采用了换热器回收大量的风洞排出的低温气体来加热引射气流。经计算分析表明,这种形式风洞的液氮消耗量不仅远低于引射式低温风洞,甚至在很多运行工况低于连续式低温风洞。若能解决参数控制等问题,预计具有良好的应用前景。     

波瓣形排气引射混合器的试验研究

在常压、低速排气引射条件下, 以常规环形排气引射混合器为基准, 试验研究了波瓣出口角度 α/β、相对混合长度 L/D和波瓣穿透率 H/H_o 等结构参数对波瓣形排气引射混合器气动性能的影响。试验表明, 波瓣形排气引射混合器的气动性能明显优于环形排气引射混合器; 在不引起波瓣内气流分离的情况下, α/β对气动性能影响不大; 加大 L/D可以改善气动性能, 存在气动—重量综合性能最好的最佳L/D;较大的H/H_o 有利于两股气流的混合, 但引射能力下降      

波瓣主喷管排气引射系统的试验研究

对比试验研究了4种不同的圆波瓣主喷管和2种二元波瓣主喷管与3种混合管的12种排气引射系统的组合方案的气动和红外辐射性能。结果表明:波瓣主喷管能改善引射系统的性能, 同时波瓣主喷管排气引射系统能够有效地抑制排气系统的红外辐射。圆波瓣与圆混合管、二元波瓣与二元混合管的组合要比它们的交叉组合的性能优越。内外波瓣间距相同的二元波瓣主喷管与相应的二元混合管的组合方案具有最好的综合气动性能和红外辐射的抑制性能。      

二维引射—混合器流场的数值研究与验证

本文运用一维引射特性方程和不可压缩流动Navier-Stokes方程,对二维引射—混合流场进行了数值研究。首先用一维引射特性方程估算理想的引射气流流量;然后用N-S方程对混合管内的气流混合流动进行计算,用计算得到的混合管速度分布和壁面粘性剪切力来修正一维引射特性方程中的经验常数,逐次逼近真实的引射流量比。计算结果表明,本文的数值方法可以有效地预测引射流量比和混合流场。     

高速风洞引射式进排气动力模拟试验研究

为了测定具有埋入式进气道的某航弹发动机进排气对航弹的气动影响量，我们采用引射式动力模拟器在FL-7高速风洞，首次在国内成功的进行了高速风洞进排气动力模拟试验。试验模型缩比为：1：10，M=0.7，Poj/P∞=2.62,CФ=0.79。试验结果表明，有动力后XD，XL，CD增加，Cma减少。试验表明在高速风洞中对于小尺寸的试验模型，采用引射式动力模拟器开展进排气动力模拟试验是一种简便适用的好方法。     

波瓣喷管引射系统的初步实验研究

对具有相同出口面积的波瓣喷管和圆喷管两种引射系统,在低压比条件下进行了引射能力和混合效率的对比研究,同时对波瓣喷管引射系统的三维流场进行了测试。结果表明：与圆喷管相比,波瓣喷管可使引射系统的引射能力和混合效率得到显著的改善,其原因在于波瓣喷管能够在其尾缘形成大尺度的轴向旋涡和较低的静压。     

微引射防冰腔热力计算

介绍微引射器的防冰腔计算方法,建立了微引射器及双蒙皮防冰通道流体动力计算及热力计算的数学模型,并说明了用这些数学公式计算的流程,用所开发的计算机程序对运七机翼微引射防冰腔进行了实际计算,并探讨了提高计算精度及节省计算机机时的方法。     

波瓣喷管引射-混合器的数值研究与验证

对基于CFD数值预测波瓣喷管引射 混合器引射流量比的计算方法进行了探讨,在计算过程中,主流进口采用速度边界条件,二次流进口采用总压压力边界条件,混合流出口采用静压压力边界条件,两者均设置为环境大气压力,与相关实验数据的对比验证表明计算结果与实验结果仅相差10%左右;同时通过改变混合管结构参数,得到了混合管结构参数对引射 混合特性的影响规律,进一步揭示了波瓣喷管有利于强化引射 混合的内在机理。在波瓣喷管出口对应于波谷区域存在一个相对低的静压区,对于引射 混合器系统存在一个最优的性能设计点,计算结果符合物理过程本质。     

二元波瓣喷管排气引射系统的试验研究

通过７种二元波瓣喷管排气引射系统的对比试验,研究了二元波瓣喷管的波瓣结构形状、排列方式和间距等参数对排气引射系统气动性能的影响。试验结果表明：错列二元波瓣喷管引射性能和强化混合性能比对列的好,但其压力损失系数比对列的大;波瓣内外间距相同的二元波瓣喷管比波瓣内间距为外间距两倍的气动性能好;波瓣切口错列的二元波瓣喷管的引射性能和强化混合性能最好,但其压力损失系数也最大。在各组合方案中,波瓣间距相同对列的二元波瓣喷管与带有多套环结构的混合管组成的排气引射系统综合气动性能最好     

超声速自引射装置的工作过程研究

应用湍流κ-ε双方程模型,分析了液体火箭发动机自引射工作过程所用的超声速自引射装置(简称引射器,包括圆柱型和二次喉道型引射器)在相同二次流入口面积时的流场分布,依据流场分析值确定了激波在引射器内的位置,结果表明喷管内的气流达到满流状态,并根据有关参数计算了引射系数.对比引射器真空舱内压力仿真值和试车测量值,两者基本一致.      

一种新型多级引射技术实验研究

为进一步拓宽引射器的应用领域，研制了一种出人口压差小，且不从级间引走部分介质的新型多级引射技术。设计了一套实验装置，通过大量实验分析探讨了串联级数的确定、设计点的选择、总增压比的分配、各级喷射器类型的选定、以及如何计算各主要尺寸等关键技术问题，是这一新型技术深入研究和应用的基础。它在某些特种军事装备和油田轻烃回收等重要领域的成功应用，表明了独特的优良性能和广阔的应用前景。     

高速风洞引射式进排气动力模拟试验研究

为了测定具有埋入式进气道的某航弹发动进排气对航弹的气动影响量，采用引射式动力模拟器在FL-7高速风洞，首次在国内成功地进行了高速风洞进排气动力模拟试验。试验模型缩比为1：10，M=0.7,Poj/P∞=2.262,Cφ=0.79。试验结果表明，有动力后Xd,Cl,Cd增加，Cma减少。试验表明在高速风洞中对于小尺寸的试验模型，采用引射式动力模拟器开展进排气动力模似试验是一种简便适用的好方法。     

波瓣喷管引射-混合器的数值研究与验证

对基于Navier-Stokes方程理论预测波瓣喷管引射一混合器引射流量比的计算方法进行了探讨，在计算过程中．主流进口采用速度边界条件，二次流进口采用总压压力边界条件，混合流出口采用静压压力边界条件，两者均设置为环境大气压力，与相关实验数据的对比验证表明计算结果与实验结果仅相差10％左右；同时通过改变混合管结构参数．得到了该参数对引射一混合特性的影响规律，进一步揭示了波瓣喷管有利于强化引射一混合的内在机理，计算结果符合物理过程本质。研究表明，本文的计算方法可以有效地预测引射流量比和揭示混合流场特性。     

稳态引射过程自维持临界截面研究

为了进一步完善引射理论,从引射系统性能受背压影响的规律出发,提出了引射过程自维持临界截面的概念,以之来定义一次流动量抵达壁面或者边界层的流场法向截面,并利用背压影响的数值模拟结果给予了证实.在此基础上,将控制引射流量的机制划分为第一临界机制、第三临界机制、背压影响机制和自维持临界截面控制机制,自维持临界截面控制机制下拥...     

波瓣引射-混合器特性参数影响的数值研究和验证

运用不可压缩流动Navier—Stokes方程,对波瓣喷管引射-混合器的流场和引射特性进行了三维数值研究。在计算过程中,主流进口采用质量流量边界条件,二次流进口和混合流出口采用压力边界条件,均设置为环境大气压力。与相关的实验结果对比表明本文的计算方法可以有效地预测引射流量比和混合流场。针对混合管的结构参数开展了系列研究,获得了混合管截面比和长径比对于引射系数和热混合效率的影响趋势。     

动力舱冷却用排气引射混合管改进设计方法

对直升机动力舱冷却用的排气引射混合管的设计方法进行了研究,基于引射器特性方程和对引射特性影响因素的分析,参考某型直升机发动机排气系统,提出了针对直升机动力舱冷却用的排气引射混合管设计的改进方法——修正系数法.应用该方法,针对某型发动机动力舱冷却用排气引射混合管进行了设计,并与实验结果进行了对比,结果表明,该方法可以使设计效率提高30%,设计精度保持在5%以内,满足工程设计要求,具有工程应用价值.      

主动引射自由射流试验系统舱压的仿真建模分析

为了准确预测主动引射自由射流试验过程的舱压动态变化规律,对用于固体冲压发动机试验的自由射流试验系统的关键气动过程建模和仿真分析.建立了试验系统和固体冲压发动机试验件的数学模型与仿真流程图,对比了仿真结果与试验结果的差异,分析了在不同工作时段的冲压发动机对舱压变化的影响,对模拟马赫数和高度均变化的变工况虚拟试验仿真,获得...     

航天领域蒸汽压缩热泵技术研究进展

蒸汽压缩热泵是未来大型航天器热控系统和制冷设备的新方案。介绍了国际上的研究情况,阐明了此技术的优越性和可行性。分析了航天用蒸汽压缩热泵的关键技术,包括微重力相变换热器及其研究方法、无润滑高转速压缩机等。在此基础上给出了中国开展航天领域蒸汽压缩热泵的研究方案。     

旁侧突扩加热器燃烧性能研究

为了研究旁侧突扩加热器的燃烧性能,对已有的冲压发动机用旁侧进气突扩燃烧室燃烧性能进行了理论分析,并通过了相关的试验验证工作。结果表明:在来流总温288K时,现有的冲压发动机的旁侧进气突扩燃烧室头部不能形成稳定的高温回流区,所以不能维持稳定燃烧。为了提高旁侧进气突扩燃烧室的燃烧性能,在继承现有的旁侧进气突扩燃烧室的突扩比的情况下,由进气道等直段喷油改为转弯段喷油,相邻进气道前后错开200mm。计算结果表明优化后的旁侧突扩加热器的燃烧效率为0.98,满足加热器对燃烧效率的要求。 