推力室涡流冷却技术试验研究

涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。在理论分析和数值计算的基础上,设计了采用气氢/气氧作为推进剂的试验用涡流冷却推力室,进行了多次冷流试验和点火试验。在不采用其它冷却措施的情况下,完成了工作时间为20s的点火试验。试验结果表明,涡流冷却推力室工作稳定,气氧形成了有效的冷涡流,圆筒段外壁面温升为5K,部分气氧形成的气膜也对喷管形成了有效的保护。     

涡轮试验台燃烧装置建模与仿真()基于混合物分数的分区模型

针对以空气、煤油为反应物的涡轮试验台燃烧装置及其出口段建立了一种系统层次上的可以处理燃烧和流动耦合效应的模块化数值模型,并提出了一种基于混合物分数的热力计算方案和混合物分数方程,与基于质量流量混合比模型的仿真结果以及试验结果的对比表明,基于混合物分数的模型解决了以往研究中存在的瞬态仿真稳定性问题,并具有与试验结果一致的仿真精度。     

涡轴发动机LQ/H∞抗扰控制方法

提出了抑制涡轴发动机负载干扰的线性二次型（LQ）/H∞控制算法,以总距为干扰建模,利用线性矩阵不等式求得既满足LQ指标又对干扰具有H∞性能约束的状态反馈控制律.提出修正指令抑制干扰策略.采用比例微分控制将总距变化转换为动力涡轮转速指令的修正,实现增大或减小机动飞行中动力涡轮转速指令,抑制实际转速的下垂或超调.仿真结果表明：该控制方法能有效抑制干扰并具有良好的实时性.     

脉冲发动机中隔层传热炭化模型

为分析脉冲发动机中隔层的绝热效果及温度变化情况,推导了隔层两种炭化模型的计算公式,对比实际发动机试车结果,模型一误差为20%,模型二误差为6.7%,炭化模型二具有较好的精度;数值模拟了隔层的热传导过程,将是否考虑炭化影响的隔层传热深度及温度分布与理论计算结果进行对比,未考虑炭化影响计算结果的误差在14.3%以上,考虑炭化影响计算结果的误差均小于10%。研究结果表明,预估隔层炭化深度时,应该运用炭化模型二;计算隔层的温度场分布时,必须考虑炭化影响。     

喷管两相流耦合数值模拟与粒子热增量预测

含有氧化铝粒子的两相流是固体火箭发动机喷管流场的重要特征.在有限体积方法框架下,采用基于热增量试验数据的粒子壁面反弹模型以及基于粒子轨道的单元内颗粒源(PSIC,Particle Source in Cell)两相流耦合算法,对喷管内两相流流场及粒子撞击产生的壁面热增量进行了计算和分析,研究了氧化铝粒子尺寸对粒子轨道分布和喷管壁面热增量分布的影响规律.研究结果表明:喷管扩张段内粒子稀疏区域范围随粒子直径增加而增大;粒子热增量只分布于喷管收缩段内,粒子直径越大,产生的壁面热增量越强.     

内并联型TBCC进气道方案设计及验证

提出了一种带可变几何泄流腔的内并联型涡轮基组合循环(TBCC)进气道设计方案.介绍了进气道的总体设计思路,给出了进气道的设计马赫数、转级马赫数及飞行轨迹,对不同来流条件下进气道的工作方式以及全马赫数范围进气道型面调整的安排进行了论述,确定了进气道主要气动参数与型面参数的选取原则.通过数值模拟和高速风洞试验的手段,对进气道设计方案的可行性进行了验证.数值模拟结果表明:当Ma₀≤2.5时,进气道的总压恢复系数均在0.8以上,当2.5<Ma₀≤4.5时,进气道的总压恢复系数均在0.3以上,符合进气道总体方案的要求;冲压模态下,冲压通道的出口马赫数均小于0.4,出口静压均大于0.5个标准大气压,均能满足冲压燃烧室的燃烧需求.风洞试验结果表明:模态转换过程中,进气道涡轮通道具有良好的进/发匹配特性,且进气道涡轮/冲压通道具有良好的相容性能.研究结果可为我国开展组合动力研究提供方案参考和技术储备.      

未来航空发动机控制技术的发展趋势

发动机控制系统在航空发动机系统中占有非常重要的地位,其性能的优劣直接影响到发动机及飞机的性能。本文针对未来航空发动机发展对控制系统的要求,分析了航空发动机控制技术的发展趋势。     

涡扇发动机故障诊断的快速原型设计

提出一种基于发动机基线模型的面向气路故障诊断的快速原型设计方法.考虑到基于模型的发动机全包线范围的故障诊断方法需要有较高精度的模型,选择合适的换算参数对已有的相似变换参数进行修正,建立适用于全包线的发动机基线模型,设计基于加权最小二乘算法的故障诊断模型,并将其写入至CompactRIO构建了发动机故障诊断的快速原型.通过对某型涡扇发动机试验表明:该种故障诊断的快速原型设计方法是有效的.      

基于气动热力模型的FADEC系统FHA方法

从适航规章对全权限数字发动机控制(full authority digital engine control,简称FADEC)系统的安全要求出发,结合功能危险分析(functional hazard assessment,简称FHA)的一般原则和FADEC系统的特点,得到了FADEC系统FHA的分析要素.根据分析要素中的工具与数据需求,将航空发动机气动热力模型用于可调放气活门(variable bleed valve,简称VBV)控制功能失效危险分析,结果表明:①该模型能够辅助确定FADEC系统功能失效的发动机影响;②FADEC系统功能危险的模型分析方法通过定量分析确定发动机影响的危险等级,为FHA提供直观的参考依据,可作为对专家经验的补充.      

Preliminary characterization of carbon dioxide transfer in a hollow fiber membrane module as a possible solution for gas–liquid transfer in microgravity conditions

In microgravity, one of the major challenge encountered in biological life support systems (BLSS) is the gas–liquid transfer with, for instance, the necessity to provide CO₂ (carbon source, pH control) and to recover the evolved O₂ in photobioreactors used as atmosphere bioregenerative systems.