轴承腔油气两相流数值模拟的试验验证

为探索一种适于模拟轴承腔油气两相流流动特性的数值计算模型,建立了一套简化结构的轴承腔试验装置,通过试验研究获得了不同工况对轴承腔通风口出气比例和回油口滑油温升的影响规律.应用Fluent软件,采用Mixture多相流模型和Eulerian多相流模型分别搭配标准k-ε湍流模型和RNG(renormalization group) k-ε湍流模型对选定试验工况进行数值模拟.对比结果表明:当转速为2200r/min时,使用Mixture多相流模型搭配RNG k-ε湍流模型计算的滑油温升与试验值的相对误差仅为2.72%,体现了该计算模型在高转速时的精确性,并在此基础上获得了油气两相流速度场、压力场和温度场的分布特征.      

轴承腔热分析通用软件的开发与应用

为满足航空发动机设计需求,开发了一种全新的航空发动机轴承腔热分析通用软件。软件基于可视化图形建模技术与热网络算法,通过构建轴承腔热网络模型图来完成热分析计算,具有良好的通用性与适用性。软件前台是采用DELPHI编写的图形界面,可以完成图形建模、参数输入与输出;后台是基于热网络法建立的各节点热流平衡方程组,通过FORTRAN编写的主程序进行热分析计算。软件能够获得轴承腔细致的温度场分布以及热状态变化规律,通过与试验数据对比,软件具有良好的计算精度。     

旋转冲压发动机冲压转子盘腔冷态流场数值模拟

旋转冲压发动机是一种没有叶片和活塞的基于冲压压缩技术的新概念发动机,冲压转子是其惟一的核心转动构件。通过应用商用CFD(NUM ECA)软件,基于三维定常N-S方程和B-L湍流模型,对旋转冲压发动机冲压转子盘腔冷态流场进行了数值模拟,着重分析了其旋转冲压压缩效果和流场结构。分析结果表明,冲压转子能有效实现超声冲压压缩,进气道激波结构类似于超声进气道,但略有差异;盘腔内流场结构是带有周边小旋涡回流和低压中心区的大旋涡结构,这种流场结构有利于燃油供应和燃烧组织。     

预燃级旋流数对双环腔燃烧室流场的影响

采用数值仿真方法,研究了双环腔燃烧室预燃级不同旋流数下的冷态流场和油雾场。结果表明：在旋流器出口会形成2个旋涡,在离旋流器出口较远处受主燃孔射流和中心隔离环射流影响也会形成1个旋涡。随着旋流数增大,流量系数减小,气流的回流速度及回流量增大,燃油雾化质量改善,从而改善点火性能和小工况燃烧性能;回流区长度基本一致,但回流区径向尺寸增大,旋流器出口燃油质量分数增大,但离旋流器出口60 mm处的燃油质量分数减小。受冷态流场3涡结构影响,存在1个最佳旋流数使得点火电嘴位置处油气比最佳。     

离心场下大径向负载液体静压轴承设计与实验

在离心场下工作的精密离心机用液体静压轴承由于超重力离心场面临着大径向偏载问题.通过分析离心场下轴承的受力工况,确定径向轴承设计要点,对径向轴承在周向分布上开展非对称设计,并利用CFD软件计算油膜面承载能力,校核主轴承载合力.对比设计分析了周向6组和周向5组油膜面的设计方案,并对比设计了均压腔结构形式,调整各油膜面承载能...     

祝融号火星车蓄电池组容量自主校准方法

传统航天器采用电量累计法计算蓄电池组在轨容量,在行星际探测任务中,由于距离远、时延长、弧段短、速率慢,传统的电量累计法误差大,且难以在能源失衡工况下依赖地面测控支持实现对蓄电池组在轨容量的校准。为此,文章针对天问一号祝融号火星车提出了一种蓄电池组容量自主校准方法,在利用电量累计法计算积分电量的同时,根据蓄电池组地面试验数据设计电量查表法,以电量累计法得到的积分电量为主,以电量查表法得到的查表电量为辅,通过查表电量自主修正积分电量,最终实现自主能源管理所需的高精度电池电量。该方法已应用于祝融号火星车,在我国深空探测器上首次实现了自主识别与校准蓄电池组在轨容量。     

含内热源的多孔方腔自然对流非正交MRT-LBM模拟

为了增强多孔方腔内流体流动与传热效果,采用非正交多松弛格子Boltzmann方法（MRT-LBM）对含有内热源的多孔方腔自然对流传热现象进行了数值模拟。研究了不同冷源布置方案（Scheme A~Scheme F）、内热源结构形式（Case 1、Case 2、Case 3）、内热源位置（a、b）、Darcy数、Rayleigh数等对多孔方腔内流体流动与传热的影响。计算结果表明:冷源布置方案对腔内流体流动与传热具有重要影响,当冷源左右对称布置时,腔内温度场及流场亦对称分布;在高Rayleigh数下采用Scheme A的双上部冷源布置方案能明显提高腔内的传热强度;内热源的形状对腔内对流传热影响很大,高Rayleigh数下,Case 3的布置方式更好。内热源的位置a和b对腔内的传热影响明显,提出了热壁面平均Nusselt数与位置a的拟合关系式,存在最佳的位置a（a=0.25）,使得腔内的对流传热最强;热壁面平均Nusselt数亦随b值变化表现出特定的变化规律。随着b值的增加,热壁面平均Nusselt数呈现先增后减再增的趋势。      

天线组阵中相位差的递推最小二乘估计与滤波

相位差的估计精度是影响深空网天线组阵中信号合成性能的关键因素。利用天线组阵S UMPLE或SIMPLE相关算法中相位差估计值之间的几何关系,提出了相位差变化率的最小二乘 估计,并在此基础上提出了相位差的递推最小二乘滤波方法。经过理论分析和仿真实验表明 ,所提出的方法能够大大提高相位差的估计精度;对于给定的例子,估计精度提高了接近两 个数量级。相位差经滤波后,天线阵的信号合成性能显著增强,从而大大提高对深空通信中 微弱信号的数据接收能力。
     

高速气膜镶装式浮环密封的开启特性

针对应用于航空发动机的高速气膜镶装式浮环密封, 探究密封在不同结构参数、启动方式、材料结合等多因素下的开启性能。建立镶装环-石墨环-跑道的固体域模型和气膜流体域模型, 得到了工作气膜厚度、气膜流场压力分布;计算密封受力, 得到了密封上浮力、闭合力和开启转速等密封开启性能参数。分析镶装环与石墨环的厚度比和宽度比、镶装环-石墨环配对材料、镶装环-跑道配对材料等因素对密封开启转速的影响。搭建浮环密封试验台和浮环位移监测系统, 通过试验验证了数值模拟结果。研究结果表明:浮环的镶装结构能有效改善升温时石墨环与跑道间隙减小而导致密封失效的问题;镶装环材料是影响密封开启性能的敏感参数, 密封开启性能随材料线膨胀系数的升高而快速降低;镶装环与跑道的材料配对情况是影响密封开启性能的重要因素, 镶装环与跑道材料相同时, 石墨环与跑道处于“恒间隙”状态, 在复杂温度工况下密封的开启性能更加稳定;不同的工作机组启动方式对密封开启性能影响较大, 发动机采用将转速增加至工况转速再增压的启动方式时密封开启性能最好;浮环密封在高转速、高压力工况下因转速、压力变化产生的密封扰动值更大, 浮环密封应避免在较高压力和转速下长时间调节工况参数。研究结果为航空发动机镶装式浮环密封的结构设计、材料选用、系统设计的研究提供了参考。      

三组元喷嘴冷流试验研究

本文简要介绍了液氧/煤油高压补燃发动机富氧燃气/煤油喷嘴的一般形式以及在此基础上引入气态氢的四种三组元喷嘴结构方案.重点分析了富氧燃气/煤油/气氢三组元喷嘴的冷流喷雾试验结果,研究了三组元喷嘴的流量特性、雾化特性及流强分布特性、气气两相流的相互影响及结构尺寸对其特性的影响.文中结合三组元喷嘴内流场计算分析,给出四种三组元喷嘴方案的性能优劣.