甲烷摩尔分数及初始压力对甲烷/RP-3航空煤油混合燃料燃烧特性的影响

采用定容燃烧实验装置获得初始温度为450K、初始压力为0.1~0.3MPa、当量比为0.7~1.5以及甲烷摩尔分数为0~0.8工况下甲烷/RP-3航空煤油混合燃料火焰发展特性图片、马克斯坦长度和层流燃烧速度等燃烧特性,分析甲烷摩尔分数及初始压力对甲烷/RP-3航空煤油混合燃料燃烧稳定性及层流燃烧速度的影响。结果表明:当量比为1.3时,随着甲烷摩尔分数增加,甲烷/RP-3航空煤油混合燃料燃烧趋于稳定,初始压力对燃烧稳定性影响较大,随着初始压力增加,燃烧稳定性变差。混合燃料马克斯坦长度随当量比增加而减小,当甲烷摩尔分数增加时,混合燃料马克斯坦长度减小趋势变缓,当初始压力增加时,混合燃料马克斯坦长度减小趋势明显变缓。混合燃料层流燃烧速度随当量比增加呈现先增大后减小的变化趋势。当甲烷摩尔分数为0、0.4和0.6时,随着甲烷摩尔分数增加,混合燃料层流燃烧速度逐渐增大,当初始压力为0.1、0.2、0.3MPa时,随着初始压力增加,混合燃料层流燃烧速度显著降低,随着甲烷摩尔分数和初始压力的增加,混合燃料层流燃烧速度峰值有向当量比大的区移动的趋势。      

甲烷-乙烷混合推进剂深度过冷技术的实验研究

针对甲烷采用液氮过冷可能发生甲烷冰堵风险,提出了在甲烷中添加乙烷,制备凝固温度更低的甲烷-乙烷混合推进剂的新方案,搭建实验系统测试了甲烷-乙烷凝固温度变化规律。研究发现,随着甲烷含量提高,混合推进剂凝固温度先降低后升高。当甲烷、乙烷比例为0.71∶0.29时,混合推进剂达到最低凝固温度,约73.0 K。当采用常压饱和液氮对混合推进剂过冷时,控制甲烷含量在0.52~0.81间可避免推进剂冻结。相较于常压饱和甲烷,防冻结区的混合推进剂密度提高了24.0%~38.4%,液相存在温区增大至35.7 K~40.5 K。此外,甲烷-乙烷混合推进剂具有理论比冲高、再生冷却性能佳、结焦与积碳小等优势。所提出的甲烷-乙烷混合推进剂在火星探测等任务中具有可观的应用前景。     

冲击压缩下甲烷的状态参数实验研究

为了研究冲击压缩下用作电探针保护介质的甲烷气体状态参数 ,用二级轻气炮加载方法加速平面钨合金飞片到 4.77km/s、4.89km/s和 5 .0 5km/s,撞击封装有甲烷气体的铝靶。采用六通道瞬态光学高温计系统记录下甲烷气体的高温辐亮度历史 ,拟合出甲烷的表观辐亮度温度。给出了对应飞片速度下初始压力为 0 .1 2MPa的甲烷气体的冲击压缩参数。实验分析表明 ,强冲击波压缩下的甲烷波后温升较小 ,冲击波后的气体存在非平衡热辐射过程和非平衡化学反应区。分析认为 ,甲烷气体是优越的电探针保护气体     

超临界二氧化碳再压缩布雷顿循环性能分析及优化设计方法研究

为发展工程适用的超临界二氧化碳布雷顿循环优化设计方法,研究了关键参数对超临界二氧化碳再压缩循环性能的影响规律,阐述了循环优化设计的必要性,并基于粒子群算法发展了一种再压缩循环优化设计方法.该方法以最低循环压力、循环增压比和分流因子为优化变量,以循环热效率为目标,以合流三通进口温差为约束条件.参数影响规律分析结果表明:循...     

碳氢燃料热声不稳定流动特性和边界实验分析

为保障空-油换热器安全稳定运行,对竖直上升圆管内超临界压力航空燃料的热声不稳定流动进行了实验研究。阐述了管壁温度的振荡特征和热声不稳定流动的诱发原因。考察了运行参数对流动稳定工况和流动不稳定工况界限的影响。取相邻流动稳定工况和流动不稳定工况的热流密度平均值作为边界,分析了该边界随进口拟过冷度的变化情况。通过临界拟相变数和拟过冷度数的比值表征,建立了热声不稳定流动边界与进口雷诺数和相对压力关联的预测准则。结果表明:拟沸腾效应导致了热声不稳定流动现象。进口温度和运行压力越低,热声不稳定流动越容易出现。提出的边界预测准则具有较高的精度,与实验结果的相对偏差在±15%以内。     

缩比推力室甲烷传热试验研究

为了研究火箭发动机推力室冷却通道内的甲烷传热和流阻特性,研制了缩比推力室甲烷传热试验系统,并以推力室挤压热试验的形式进行了5次超临界甲烷传热试验和2次亚临界甲烷传热试验研究.超临界甲烷传热试验燃烧室压力为5.5～7.5 MPa,燃烧室氢氧混合比约为6.8,甲烷温度为128～230 K,甲烷冷却剂流量为5～7 kg/s,甲烷冷却剂入口压力为8.3～11.7 MPa.亚临界甲烷传热试验的室压约为4 MPa,氢氧混合比2.8,甲烷温度为：128～189 K,甲烷冷却剂流量约为2.9 kg/s,甲烷入口压力为3～3.5 MPa.通过试验研究获得了液态甲烷在推力室冷却通道内超临界压力状态和亚临界压力状态下的传热和流阻特性.     

液氧/甲烷发动机变截面冷却通道传热数值研究

为提高液体火箭发动机推力室再生冷却通道的冷却效率,对液氧/甲烷发动机推力室变截面冷却通道的耦合传热进行数值模拟,探究了冷却通道的高宽比对跨临界甲烷的湍流流动和对流传热的影响。燃气-冷却通道-冷却剂的三维耦合计算采用一种改进的迭代耦合方法。研究结果表明:在冷却通道横截面积不变时,增大冷却通道高宽比可以降低喉部燃气侧壁面最高温度。冷却通道的高宽比越大,冷却剂压力损失越大。但过大的高宽比会导致压力损失急剧增大,且进一步降低喉部壁面最高温度的效果不明显。燃气侧壁面温度在变截面冷却通道的突扩突缩处出现局部下降,且下降幅度会随着高宽比的减小而增加。大高宽比冷却通道中,喉部侧壁面附近发生传热恶化的范围有限,主要在肋侧壁面附近的下半部分。研究结果为推力室变截面再生冷却通道的设计提供了参考。     

RBCC的可实现性方案-DRBCC分析

提出了液氧/空气/甲烷DRBCC(dual rocket-based combined cycle)推进系统。在该系统中,引射火箭和纯火箭采用液氧/甲烷补燃循环系统。在引射火箭模态,液氧/甲烷富燃预燃过程工作,其富燃燃气作为引射源吸入和加热空气,并与空气补燃。在超燃冲压模态,液氧/甲烷富燃预燃过程产生的燃气可以增强超燃过程或作为超燃模态的燃料,降低超燃模态的技术难度。在纯火箭模态,液氧/甲烷闭式补燃循环系统处于全过程工作状态。因此,在DRBCC推进系统中,引射火箭、超燃模态和纯火箭模态高度融合和兼顾,并采用单一燃料,使液氧/空气/甲烷DRBCC推进系统具有良好的可实现性。     

A generative deep learning framework for airfoil flow field prediction with sparse data

Deep learning has been probed for the airfoil performance prediction in recent years.Compared with the expensive CFD simulations and wind tunnel experiments, deep learning models can be leveraged to somewhat mitigate such expenses with proper means. Nevertheless, effective training of the data-driven models in deep learning severely hinges on the data in diversity and quantity. In this paper, we present a novel data augmented Generative Adversarial Network(GAN), da GAN, for rapid and accurate fl...     

液氧／甲烷燃气发生器点火方案研究

在对比化学点火、火药点火及电火花点火优缺点的基础上,选取了技术成熟、点火可靠的火药点火用于液氧／甲烷燃气发生器热试。用黑火药点燃固体推进剂的点火药量计算公式估算了火药点火药量,给出了液氧／甲烷燃气发生器火药点火器的其它参数。根据液氧／甲烷推进剂特点,确定了火药燃气-液氧-甲烷依次进入燃气发生器的点火时序。成功进行了4次液氧／甲烷燃气发生器热试,结果表明：液氧／甲烷燃气发生器点火起动过程平稳,点火品质较好,点火方案合理,适于较宽工作条件下的液氧／甲烷点火。