50 kW级高功率霍尔推力器放电通道数值模拟研究

高功率霍尔推力器兼顾了比冲高、推力大、寿命长等特点。为了提高设计效率并考察热负荷问题,以50 kW级霍尔推力器为对象,采用单元粒子法(PIC)/蒙特卡罗碰撞模型(MCC)/直接模拟蒙特卡罗碰撞模型(DSMC)混合算法,建立二维对称计算模型。基于准电中性假设、中性原子考虑为背景气体,计算得到标准工况下(功率50 kW,流量86.4 mg/s)推力为2.2 N,比冲为2 598 s,与同类推力器实验结果对比,误差分别为5.18%和3.35%。在此基础上,考察了多种工况下(工作电压400~600 V,工质流量69.12~103.68 mg/s)放电通道内离子数密度、离子轴向运动速度、电子温度分布等参数。结果表明:增大工作电压会增强粒子间相互作用及离子加速喷出效果,流量调节影响电子温度和离子数密度分布;从推力器性能方面来看,增大工作电压,推力比冲随之增大,流量增大、推力增大,推力器的热损失功率占比达到15.94%。研究结果为高功率霍尔推力器的设计和实验提供了一定的参考依据。     

涡轮叶片前缘气膜冷却换热实验

针对某型涡轮叶片放大模型的前缘冷却结构气膜冷却效果开展了细致的实验研究,利用红外热像仪测量了叶片表面的温度场分布,分析了前缘的气膜孔倾角、吹风比、主流雷诺数等参数对绝热冷却效率和压力损失的影响.实验中前缘的3排气膜孔倾角变化范围是35°~90°,主流雷诺数变化范围是76112~142624,吹风比变化范围是0.44~2.64.结果表明:气膜孔倾角越小,前缘驻点附近的气膜覆盖效果越好;气膜孔倾角为45°的叶片压力损失系数最小,气膜孔倾角为75°的叶片压力损失系数最大;主流雷诺数增大,绝热冷却效率下降,压力损失系数增加;吹风比增大到1.32时,绝热冷却效率达到最大,吹风比再增大绝热冷却效率反而下降.      

民用飞机直接维修成本分析与控制技术

结合工程实际阐述了如何在飞机设计过程中对直接维修成本(DMC)进行分析与控制,从而优化产品设计和保障方案,提高民用飞机的市场竞争力。     

双工况流量调节阀的设计与试验

介绍了一种双工况流量调节阀的原理与设计方法,利用上游贮箱压力作为控制气调节阀芯位移,控制阀门开启与工况调节,实现飞行用挤压式供给系统的启动以及流量快速调节.分析了阀门关键设计参数:敏感元件外径、弹簧刚度和初始压缩量对阀芯位移的影响;通过试验验证了阀门的压降损失在2种工况下能分别保持固定值;对采用该阀门的供给系统进行了试验,试验中阀门开启迅速,成功实现了氧化剂供给系统的流量调节,其中第1工况阶段流量约4.5kg/s,第2工况阶段流量为2.0kg/s,工况转换较迅速,达到了预期值,这说明阀门的原理和设计方法是可行的.      

孔板倒角对平衡型低温流量计工作性能影响的数值分析

平衡型低温流量计可用于低温推进剂的加注、分配、输送等环节,其孔板结构特征是影响流量计性能的关键因素。为了研究孔板倒角对平衡型低温流量计流出系数、压力损失系数和稳定性的影响,建立了基于Mixture多相流模型、Schnerr-Sauer空化模型和Realizable k-ε湍流模型的CFD数值模型,并结合文献中的水翼空化实验和多孔板流动实验的结果验证了模型的可靠性。模拟计算结果显示,开设前倒角会增大多孔板的流出系数,减小压力损失系数,但会增大流量计测量时的不稳定性;在一定的计算工况下,45°的前倒角使流出系数由0.674增大到0.907,适当开设前倒角可以有效提高流量计的工作性能。而开设后倒角对流量计性能的影响较小。用于流体流量的双向测量时,可对多孔板的前后端均开设45°的倒角。     

喷水射流预冷对发动机进气温度及流场变化影响的数值研究

为减小整个预旋系统的流动损失,首先对带预旋集气腔进气孔、预旋集气腔、预旋喷嘴的冷气预旋流路进行了分析,发现进气孔和集气腔会导致预旋喷嘴进口流场不均匀,相较于进口均匀条件,预旋喷嘴总压损失系数增大0.026。在此基础上提出了一种将预旋集气腔进气孔、预旋集气腔和预旋喷嘴融合设计的低损失融合式预旋喷嘴设计方案,分析表明：融合式预旋喷嘴能有效减小冷气在预旋系统内的流动损失,在设计工况总压损失系数减小0.032,并使冷气在预旋系统内流动更加均匀,提升了预旋系统的整体性能。     

水工质微波加热推力器的击穿点火与离解损失估算

对水工质微波等离子推力器(MPT),用微波击穿气体放电产生等离子体的条件,数值估算了其点火的可行性;通过化学动力学计算证明了水工质MPT中离解损失的存在,并初步估算了理解损失的大小。结果表明,在1 kW的输入功率下水工质MPT的点火启动并不特别困难,从点火到稳定工作,能量吸收从场致电离、碰撞电离转变为热电离、碰撞电离和场致电离;水在MPT工作过程中会发生离解,离解损失在各类能量损失中所占的比重较大。     

基于热动力分析的飞机液压系统数值预测

根据传热学基本原理建立了主要液压系统元件的数学模型．运用差分法对飞机液压系统中液压油和壳体的动态传热过程进行了研究，为飞机液压系统在各种工况下的温度变化趋势进行预测提供了一种有效的工具。本对某型教练机的液压系统在地面试车及飞行中减速板收放两种工况下进行了数值预测与仿真,计算结果与实验数据吻合较好。     

涡轮叶栅叶尖间隙流实验研究(英文)

This article describes the effects of some factors on the tip clearance flow in axial linear turbine cascades. The measurements of the total pressure loss coefficient are made at the cascade outlets by using a five-hole probe at exit Mach numbers of 0.10, 0.14 and 0.19. At each exit Mach number, experiments are performed at the tip clearance heights of 1.0%, 1.5%, 2.0%, 2.5% and 3.0% of the blade height. The effects of the non-uniform tip clearance height of each blade in the pitchwise direction are also studied. The results show that at a given tip clearance height, generally, total pressure loss rises with exit Mach numbers proportionally. At a fixed exit Mach number, the total pressure loss augments nearly proportionally as the tip clearance height increases. The increased tip clearance heights in the tip regions of two adjacent blades are to be blame for the larger clearance loss of the center blade. Compared to the effects of the tip clearance height, the effects of the exit Mach number and the pitchwise variation of the tip clearance height on the cascade total pressure loss are so less significant to be omitted.     

不同位置冷气喷射的试验研究和数值分析

随着涡轮进口温度的提高．采用高效气膜冷却降低叶片表面温度成为涡轮设计的主要目标之一。本文采用接近真实条件下的冷气参数,在高速风洞中进行了在叶身不同位置的冷气喷射试验,并对试验结果采用CFD软件进行了数值模拟,分析了不同冷气位置、不同冷气喷射对叶栅总损失的影响。分析了冷气喷射流场的结构,数值模拟的总体性能参数与试验结果基本一致。