加油车加油系统瞬变流数值分析

针对加油车加油系统管路结构,利用特征线法和有限差分格式,对2种典型加油工况建立数学模型。用C#语言编制程序,对2种工况的泵出口压力和系统流量进行数值分析,得到压力和流量随时间变化的关系曲线。计算结果表明:单枪加油工况出现压力波动时间较早,且压力波动幅值较大。此方法更好地反映了加油系统的动态变化过程,为加油车虚拟训练系统的开发提供了理论依据。     

流量连续可调火箭发动机极度富燃燃烧特性

以气氧/煤油作为推进剂对火箭发动机进行流量连续调节试验,研究火箭发动机连续变工况过程中的燃烧特性。火箭发动机通过可调气蚀文氏管连续调节煤油流量。试验在富燃工况(混合比0.405~0.690)下成功点火,并实现了混合比、燃气总流量连续调节。试验发现流量连续调节过程中,当混合比小于0.535时,燃烧室压力随煤油流量减小而增大;当混合比大于0.535时,燃烧室压力随煤油流量减小而减小。同时,特征速度和燃烧效率随混合比增大而增大,并且混合比小于0.535时特征速度、燃烧效率增大的速率大于混合比大于0.535时的速率。研究表明推进剂流量与燃烧效率同时影响燃烧室压力。当混合比小于0.535时,燃烧效率的影响占优;混合比大于0.535时,推进剂流量影响占优。     

航天器推进系统气液路故障仿真

为了研究和分析航天器推进系统气液路故障的发展变化规律及对整个推进系统性能的影响,在某挤压式航天器推进系统仿真模型的基础上,分别采用Realizable k-ε湍流模型和一维可压缩流模型对气路泄漏和堵塞故障进行动态仿真,采用一维不可压瞬变管流模型与变流量系数模型对液路泄漏和堵塞故障进行仿真分析。仿真结果表明:推进系统增压气路堵塞和泄漏故障,会导致增压不足,使推进剂供应管路压强下降;推进剂供应管路堵塞故障和泄漏故障会导致混合比偏离设计值,使推进系统性能降低。两类故障都会引起推力不足,致使系统性能降低。两者的不同之处在于:堵塞故障下,故障组件上游压强高于额定工况,推进剂消耗低于额定工况;泄漏故障下,故障组件上游压强低于额定工况,推进剂消耗高于额定工况。     

基于环形燃烧室结构的燃气发生器设计与仿真北大核心

为有效解决高能化学激光器压力恢复系统无法实现小型化及机动性能等问题,提出了以高温气源替代常温空气作为引射气源的方案,并设计了一种基于航空发动机环形燃烧室结构的空气/酒精燃气发生器。采用CFD计算软件开展了燃气发生器的流场仿真计算,获取了燃气发生器冷态及燃烧工况下的速度、压力与温度场,并将部分仿真计算结果与理论计算及试验值进行了对比。研究表明:燃气发生器设计合理,扩压器及二股腔道转接处无气流分离,帽罩处无溢流现象;主燃区回流区明显,且尺度适中,有利于组织燃烧,并有效指导了高能电火装置的位置布局;空气流量配比合理,主燃孔及掺混孔的射流深度满足燃烧及掺混要求;燃烧室总压恢复系数达到96.7%,燃烧效率实现98.4%,实现了高效燃烧;此外,相同工况下的理论计算值及试验结果验证了数值计算方法的合理可行性。     

水下航行器活塞式发动机深水性能仿真计算

考虑到较大范围航行时深度对水下航行器活塞式发动机性能的影响,建立了发动机缸内工作过程仿真计算数学模型,并计算出该发动机燃料消耗量、航行时间、进气压力和效率等随航行深度变化的曲线。计算结果表明:当功率在规定范围内时,随着航行深度的增加,发动机进气压力和燃料消耗量上升,效率和航行时间下降;示功图肥瘦系数在航行深度为105m处有一极大值;在浅海工况下,要求的进气压力及燃料消耗量均不高,且效率较高;在深海工况下,效率降低,航行时间缩短,要求的进气压力增高。     

固体火箭冲压发动机的工作特性分析

通过数值计算 ,分析了燃气流量固定的壅塞式固体火箭冲压发动机、等空燃比工作的固体火箭冲压发动机和非壅塞固体火箭冲压发动机的高度特性和速度特性。结果表明 ,当导弹的飞行高度和速度变化时 ,燃气流量固定的壅塞式固体火箭冲压发动机性能变化最大 ,燃速压强指数为 1 0的非壅塞固体火箭冲压发动机的性能基本实现了等空燃比调节。贫氧推进剂的燃速压强指数越高 ,非壅塞固体火箭冲压发动机燃气流量的自适应调节能力越强。     

汽源参数变化对储汽筒充汽系统变工况性能的影响

对储汽筒充汽系统变工况性能进行分析,是系统控制策略研究的重要环节。基于变质量热力学及粘性流体动力学理论,分别建立了系统各组成单元的数学模型;提出了一种基于共同运行参数作为初始迭代点的系统模型求解方法:先初定各组成单元的共同运行参数(即瞬时充汽流量),然后依据该初定值计算给定控制策略下的系统各性能参数,并通过迭代计算调整初定值,直至满足系统的用汽要求。在此基础上,针对用汽源参数对系统变工况性能的影响进行了仿真计算。仿真结果表明:汽源蒸汽温度对系统变工况性能影响较小;而汽源蒸汽压力减小,会造成系统在原有控制策略下储汽筒终了压力将达不到用汽要求。     

大容量空冷感应电动机通风系统优化计算

为了求解电机在额定空气流量下的风压值、完成优化冷却风机的选型,分别使用等效风路法和数值计算法计算了电机风压,结果发现两种方法计算精度相近。在此基础上,利用等效风路法推导出定子铁芯背部通风面积与电机风压降的关系式,结果表明:对于某型大容量空冷感应电动机,定子铁芯背部通风面积大于某值后,继续增加通风面积对降低电机风压作用不明显,反而会导致进入定转子径向通风沟的冷却空气流量减少,影响电机的冷却效果。     

低温流量控制系统试验研究

低温可调汽蚀文氏管是低温流量控制系统的关键部件,本文选用步进电机控制调节针锥的位移。通过大量冷态试验,在大范围变化工况、变化喉部面积及变化背压条件下,利用水对低温流量控制系统进行研究,得到了流量系数、压力恢复系数的变化规律。利用液氧标定,对冷态试验结果进行修正。并将低温流量控制系统用于三组元模型发动机热态试验中,成功实现了流量调节和工况转换。     

考虑湿蒸汽特性的饱和蒸汽汽轮机建模与仿真

为分析湿蒸汽对饱和蒸汽汽轮机运行特性的影响,首先根据饱和蒸汽汽轮机内汽液两相流的流动特点,分析了汽轮机在变工况过程中由于流通部分压力、蒸汽湿度以及金属壁面与水膜间换热等因素引起的蒸汽流量变化;然后,以某型舰用核动力装置主汽轮机为例进行仿真实验,并计算得到了该型汽轮机在典型变工况过程中的输出功率、螺旋桨转速、高压缸出口压力等外特性参数,以及水膜动态蒸发凝结量、蒸汽挟带液滴流量、金属壁面换热引起的蒸汽凝结蒸发流量等内部参数的变化。该研究成果在核电站和船用核动力装置仿真方面有一定的参考价值,对饱和蒸汽汽轮机的性能分析、运行优化和控制策略研究有一定的指导作用。     

压力测量膜片的形变计算

电容式压力传感器测量膜片的形变,决定了计算压力测量环节中电容值的数学模型.介绍了测量膜片形变方程的建立、推导并对压力测量膜片在不同载荷下的形变特性进行了分析和计算,克服了原有测量膜片形变规律的错误模式.     

超音速环形引射器空气引射启动特性试验

建立了超音速环形引射系统,对环形引射器空气引射启动特性进行了试验研究.试验结果表明:管道马赫数越大,则系统启动压强越高,同时盲腔真空度越高;混合室收缩比越小,系统启动压强越低;若管道马赫数较大,而第二喉部长径比和亚音速扩压段面积比过小,引射器启动过程可能不稳定,甚至无法启动;混合室收缩比、环型引射器扩压管道参数对盲腔压强无影响.     

基于 CFD 方法的螺旋桨水动力性能预报

运用计算流体力学软件对粘性流场中敞水螺旋桨的水动力性能进行了计算研究,模拟了某型螺旋桨在不同进速系数下的推力系数、转矩系数、螺旋桨表面压力分布以及螺旋桨后尾流场情况等.在数学建模的过程中,利用 FORTRAN 语言编制了计算螺旋桨型值点的程序,然后把计算值导入 Fluent 的前处理器 Gam-bit 进行建模,并采用样条曲线去拟合各个型值点,从而建立了光滑的三维螺旋桨表面外形.介绍了利用Fluent软件在螺旋桨敞水性能计算中的计算流程,以某一标准螺旋桨作为研究对象,给出了敞水性能曲线的计算结果,并与试验测量值作了比较.由对结果的比较分析可知,基于 CFD 方法可以形象、真实地获知螺旋桨表面的压力以及尾部流场的分布情况,并且数值仿真结果可以满足工程应用.     

基于PLC的油泵车检测调控系统研究

油泵车作为管线系统重要的供油装备,具有牵一发而动全身的地位,为了保持管线系统稳定的工况和为下游泵站提供足够流量和进口压力,文中利用参数检测及报警系统、动力结合互锁系统、安全保护系统、嵌入式工况记录及数字化接口系统等信息化技术,使油泵车在不断提高自身作业能力、环境适应能力等机械性能与管线系统性能配套的同时,提高了其智能化水平和作业效率。     

双基发射药螺杆挤压成型多出口模具结构设计优化

为研究某双基发射药在多出口螺杆挤压机内的流动过程,采用单因素法探究出口数目对发射药流动过程的影响,而后以提高生产效率为优化目标,以流道压强差为约束条件,对挤出口数目、模具长度和模具收缩角进行正交实验。结果表明,增加出口数目可以提高产量,减小最大压强差,使生产更加高效和安全;对质量流量和流道压强差影响程度的排序为：出口数目>模具长度>收缩角,并得到最合理的结构参数组合为出口数目5,模具长度40 mm,收缩角37°,此时质量流量提高了17.6%,流道压强差降低了25.0%,满足并保证发射药致密性的要求。     

考虑充放气过程的某型制导炮弹内弹道计算

考虑到弹底压强、尾翼汽缸内压强变化情况与汽缸张开式尾翼展开关系密切,研究了某型制导炮弹内弹道性能,建立了考虑汽缸充放气过程的内弹道两相流模型.针对尾翼张开异常现象,分析了尾翼汽缸气孔直径变化引起的汽缸压强变化情况,计算结果表明:张开式尾翼汽缸内外压强差随气孔直径的变化而变化,气孔直径变化到一定值时,汽缸尾翼在膛内开始外张.研究结果为分析气孔烧蚀引起的尾翼张开异常现象提供了理论依据.     

燃气射流引起的火箭发射系统振动特性分析

以火箭发射系统为研究对象,对其56°射角工况下发射过程中的振动特性进行分析。创新点在于确定发射过程中动态载荷的加载方法,即首先根据发射系统有限元分析结果确定迎气面上试验测量点的具体位置,然后测得燃气射流冲击压强随时间变化的数值,并对试验测得数据进行处理,最后推导冲击压力对于径向距离的直线公式。所采用的冲击压强分析方法为研究其他武器系统受燃气射流冲击的影响提供了重要的指导意义。     

热和离心力耦合作用下燃气涡轮叶顶间隙变化

高压涡轮叶顶间隙的变化对燃气轮机的功率、效率和寿命有着重要影响.为了准确掌握不同工况下叶项间隙的变化,建立了在热和离心力作用下燃气轮机叶顶间隙变化模型,计算了不同工况下热和离心力作用下的叶片、轮盘径向变形及热作用下机匣的膨胀变形,进而得到了叶顶间隙的变化规律.结果表明:热和离心力变化是间隙变化的两个主要因素,快速加减速...     

变工况条件下鱼雷涡轮发动机控制方法

鱼雷在变速或变深等变工况下工作时,涡轮机的主要工作参数的变化会引起其他参数一系列的变化,导致涡轮机效率下降,为了获得较好的系统运行效率和平稳性,必须对变工况过程中的鱼雷动力系统进行相应的调节。通过建立涡轮机的功率模型,对模型中在变工况条件下的可调参数进行了研究,采用了同时调节推进剂流量和工作喷嘴数目的控制方法,同时对工作喷嘴数目的调节采取了一定的优化措施。仿真结果验证了控制方法的可行性。     

不同结构形式内置式耐压液舱稳定性分析

为研究内置式耐压液舱稳定性特征,针对内置式环形和平板两种不同的液舱结构形式,在载荷1液舱与外界不连通、载荷2液舱与外界连通两种载荷工况下,通过改变液舱舷间距对液舱结构的稳定性进行了分析比较。结果表明:对于内置式平板耐压液舱,载荷2工况下的液舱顶部耐压壳、底部耐压壳、肋板端部整体的失稳压力临界值均高于载荷1工况;对于内置式环形耐压液舱,载荷1工况下的液舱底部耐压壳的失稳压力值低于载荷2工况,舷间距越大对结构的稳定性越有利;两种载荷作用下,液舱顶部耐压壳的失稳临界压力值远低于液舱底部耐压壳;内置式环形耐压液舱除顶部耐压壳、非液舱壳板外,其他参数的失稳临界压力值均高于内置式平板耐压液舱;随着舷间距的增加,两种结果的失稳临界压力值均有所增加。