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中国载人航天工程空间应用系统的工程生态分析 被引量：1
1
作者 李丽仙 高铭 +1 位作者 王艺璇 许柱婷 《工程研究——跨学科视野中的工程》 2025年第1期78-90,共13页
中国载人航天工程空间应用系统的任务目标是利用载人航天器的应用支持能力,开展科学实验和应用研究,推动和引领空间科学与应用领域跨越式发展。自1992年载人航天工程立项实施起,即提出“造船为建站,建站为应用”的发展理念。本文回顾了... 中国载人航天工程空间应用系统的任务目标是利用载人航天器的应用支持能力,开展科学实验和应用研究,推动和引领空间科学与应用领域跨越式发展。自1992年载人航天工程立项实施起,即提出“造船为建站,建站为应用”的发展理念。本文回顾了空间应用系统从载人飞船到空间实验室再到空间站三个阶段的发展历程,总结了其在发展过程中的具体生态建构策略;在此基础上,基于工程生态视角从四个方面探讨了空间应用系统的生态建构的理论内涵:从“工程管控”到“工程生态调控”;深化数智融合,提升生态效益;竞合互动,共创共生平衡;微、中、宏观视角下的工程生态演化。期待本项研究有助于推动工程生态论概念建构与工程实践之间的“对话”。 展开更多
关键词 中国载人航天工程 空间应用系统 工程生态 生态演化
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第十二届全国(中国)空间轨道设计竞赛:地月空间助力火星移民和近地小行星探测
2
作者 何胜茂 彭超 高扬 《力学与实践》 2024年第1期222-235,共14页
本文首先简要介绍了全国(中国)空间轨道设计竞赛的发展概况和第十二届全国(中国)空间轨道设计竞赛题目的研究背景。然后介绍并解读了“可重复使用地火运输空间站火星移民”“可重复使用探测器飞越探测近地小行星”两组竞赛题目,回顾了... 本文首先简要介绍了全国(中国)空间轨道设计竞赛的发展概况和第十二届全国(中国)空间轨道设计竞赛题目的研究背景。然后介绍并解读了“可重复使用地火运输空间站火星移民”“可重复使用探测器飞越探测近地小行星”两组竞赛题目,回顾了竞赛组织历程,分析了竞赛最终提交结果。最后简要陈述了赛后交流和研讨情况以及总结和展望。此外,文中各章节对本竞赛区别于其他学科竞赛的若干特色也进行了简要陈述。 展开更多
关键词 地月空间 火星移民 小行星探测 轨道设计竞赛 可重复使用航天器
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低成本航空发动机控制器的低温加热设计及优化 被引量：1
3
作者 邓淼森 胡春艳 +1 位作者 孙嘉娴 陈弘扬 《兵器装备工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期46-53,143,共9页
为保证低成本航空发动机控制器在低温环境中稳定工作,设计了一种基于聚酰亚胺(polyimide, PI)加热膜的加热方案。对该加热方案在恒温阶段和升温阶段的加热效果进行了数值仿真分析以及实验验证,仿真与实验结果表明:该方案可以满足控制器... 为保证低成本航空发动机控制器在低温环境中稳定工作,设计了一种基于聚酰亚胺(polyimide, PI)加热膜的加热方案。对该加热方案在恒温阶段和升温阶段的加热效果进行了数值仿真分析以及实验验证,仿真与实验结果表明:该方案可以满足控制器的保温需求以及快速升温需求。针对主板元件在升温过程中温度均匀性较差的问题,提出了一种基于遗传算法的加热膜几何形状优化方法,对遗传算法的交叉操作流程和变异操作流程进行了改进,以满足加热膜在实际应用时受到的限制:加热膜布置区域必须为连通域、加热膜覆盖面积保持不变。使用该方法对主板加热膜的几何形状进行了优化,并对优化后的加热效果进行了仿真分析,仿真结果验证了该优化方法的有效性。 展开更多
关键词 航空发动机控制器 低温加热 PI加热膜 数值仿真 遗传算法
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基于改进混合樽海鞘群算法的航空发动机模型求解方法
4
作者 沈昂 徐含灵 +1 位作者 胡春艳 谭湘敏 《应用科技》 CAS 2024年第2期31-39,共9页
针对传统智能优化算法在求解航空发动机模型非线性方程组时收敛速度慢、精度低的问题,提出采用樽海鞘群优化算法(salps swarm algorithm,SSA)。为了提升标准SSA求解复杂发动机模型的随机搜索能力,采用了混沌映射、正余弦算法、自适应权... 针对传统智能优化算法在求解航空发动机模型非线性方程组时收敛速度慢、精度低的问题,提出采用樽海鞘群优化算法(salps swarm algorithm,SSA)。为了提升标准SSA求解复杂发动机模型的随机搜索能力,采用了混沌映射、正余弦算法、自适应权重、逐维变异策略对SSA进行改进,并且更进一步调整了算法流程(Process improved SSA),提高算法收敛概率,最终将Process improved SSA与Newton-Raphson算法结合为混合算法,并以适应度值作为算法切换的判断条件以提升混合算法的计算效率。仿真实验验证了Process improved SSA求解航空发动机模型的有效性。仿真结果表明混合算法能够实现全局收敛并提升收敛速度,且能够在模型输入强瞬变仿真时实现快速收敛。 展开更多
关键词 非线性模型 航空发动机 智能优化算法 樽海鞘群算法 混沌映射 正余弦算法 Newton-Raphson算法 混合算法
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大尺寸超轻高弹聚酰亚胺纳米纤维气凝胶的制备与性能
5
作者 徐钊 申承成 +5 位作者 赵海峰 刘聪 郭栋才 张羽 王珂 盛强 《机械工程材料》 北大核心 2025年第2期43-47,97,共6页
采用优化的模板冻干法在不同冷冻温度(−50,−20,0℃)下制备聚酰亚胺(PI)纳米纤维质量分数为0.3%~0.7%的大尺寸PI纳米纤维气凝胶,研究了气凝胶的微观结构、导热性能、力学性能、介电性能以及吸声性能。结果表明:采用模板冻干法制备的PI纳... 采用优化的模板冻干法在不同冷冻温度(−50,−20,0℃)下制备聚酰亚胺(PI)纳米纤维质量分数为0.3%~0.7%的大尺寸PI纳米纤维气凝胶,研究了气凝胶的微观结构、导热性能、力学性能、介电性能以及吸声性能。结果表明:采用模板冻干法制备的PI纳米纤维气凝胶最大尺寸可达50 cm×50 cm×1 cm;−20℃冷冻温度下制备的PI纳米纤维气凝胶的孔洞尺寸更小,纤维分布更均匀;PI纳米纤维质量分数0.3%~0.5%气凝胶的密度在(3~5)×10^(−3) g·cm^(−3),导热系数在0.0236~0.0266 W·m^(−1)·K^(−1),最大压缩应变大于90%,弹性模量在1~3 kPa;PI纳米纤维质量分数0.3%气凝胶的介电常数在1 MHz处为2.65,小于PI固体树脂,PI纳米纤维质量分数0.4%气凝胶在4000~6400 Hz频段下的平均吸声系数可达0.86。制备的PI纳米纤维气凝胶具有超轻质与低导热、良好柔韧性与回弹性等优点。 展开更多
关键词 聚酰亚胺气凝胶 隔热材料 纳米纤维 超弹性
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组合发动机加力燃烧室火焰状态光学图像监测方法研究
6
作者 罗雨馨 曹振 +8 位作者 彭江波 杨超博 张樱娜 胡斌 朱涛 李晓晖 刘文备 亓金浩 于欣 《推进技术》 北大核心 2025年第1期228-236,共9页
为防止发动机在运行过程中出现熄火等异常现象,本文报道了一种基于光学图像的非接触式发动机火焰实时在线监测方法,并在组合发动机加力燃烧试验台上开展了试验验证。利用高速相机采集组合发动机加力燃烧室内火焰的OH*自发辐射图像,通过... 为防止发动机在运行过程中出现熄火等异常现象,本文报道了一种基于光学图像的非接触式发动机火焰实时在线监测方法,并在组合发动机加力燃烧试验台上开展了试验验证。利用高速相机采集组合发动机加力燃烧室内火焰的OH*自发辐射图像,通过内嵌在现场可编程逻辑阵列(Field Program-mable Gate Array,FPGA)板中的图像处理系统实时处理图像并提取表征燃烧状态的火焰特征,利用阈值判断算法实现火焰状态的在线监测,其响应时间最快约为25 ms。此外,研究发现在临近熄火阶段,火焰面积脉动加快,火焰强度波动加剧,监测系统的高灵敏性使其具有捕捉熄火特征的能力,有望在未来实现对熄火等异常燃烧状态的预警。 展开更多
关键词 OH~*自发辐射 燃烧诊断 发动机火焰监测 火焰特征提取 非接触测量 火焰状态识别
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基于SSA-BP神经网络的无人机发射参数择优
7
作者 贾华宇 郑会龙 +1 位作者 周洪 张谦 《华南理工大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第4期90-101,共12页
火箭助推零长发射是无人机发射的重要形式,发射角度、助推器夹角、助推器推力等发射参数的选取直接关系到无人机发射任务的成败。无人机火箭助推零长发射在设计阶段借助工程经验选取发射角度、助推器夹角、助推器推力等关键参数时,存在... 火箭助推零长发射是无人机发射的重要形式,发射角度、助推器夹角、助推器推力等发射参数的选取直接关系到无人机发射任务的成败。无人机火箭助推零长发射在设计阶段借助工程经验选取发射角度、助推器夹角、助推器推力等关键参数时,存在发射参数迭代择优周期长、设计交互性差、容易造成无人机飞行姿态失稳的问题。该文以某无人机为研究对象,对其发射阶段进行动力学及运动学建模,构建了六自由度非线性模型,基于QT/C++软件编制无人机发射弹道参数化仿真软件,并结合某无人机真实发射试验数据,验证该发射弹道仿真软件的有效性。同时,为解决发射参数自主择优问题,在反向传播(BP)神经网络参数预测模型的基础上引入麻雀搜索算法(SSA)、粒子群优化算法(PSO)、遗传算法(GA)优化模块,提出基于SSA优化BP神经网络的无人机发射参数寻优方法,消除BP神经网络在参数预测过程中存在的过拟合及局部最优效应,对参数预测结果求绝对误差(MAE)、平均百分百误差(MAPE)、均方根误差(RMSE),综合评估SSA-BP对发射参数预测的优越性,并通过发射弹道校核验证发射参数选取的合理性。结果表明,SSA-BP模型对发射参数的预测精度最高、鲁棒性最好,可为无人机发射分系统工程设计阶段的发射参数自主择优选取提供设计依据。 展开更多
关键词 无人机发射 麻雀搜索算法 BP神经网络 参数寻优 建模仿真
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双向受拉的超压气球局部球形优化设计
8
作者 张泰华 骞航 张冬辉 《国防科技大学学报》 北大核心 2025年第2期89-97,共9页
针对临近空间串联气球系统中的超压气球处于特殊的边界和载荷条件这一问题,提出了一种基于“自然形”球形方程组,对双向受拉条件下的正球形超压气球的两极进行局部形状优化的方法。通过平滑拼接数值解母线段和圆弧母线段,得到了两极有... 针对临近空间串联气球系统中的超压气球处于特殊的边界和载荷条件这一问题,提出了一种基于“自然形”球形方程组,对双向受拉条件下的正球形超压气球的两极进行局部形状优化的方法。通过平滑拼接数值解母线段和圆弧母线段,得到了两极有一定夹角的上下对称的超压气球的完整母线。使用有限元方法分析了局部球形优化前后超压气球的应力分布情况,验证了该局部球形优化方法的有效性。在此基础上,对影响局部球形优化效果的关键因素进行了分析,包括数值解母线段弧长、周向应力输入条件、局部球形、母线圆弧段的半径,为局部球形优化时关键参数的选择提供了重要参考。 展开更多
关键词 超压气球 双向受拉 局部球形优化 “自然形”球形方程组 敏感性分析
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高温高速气流中航空煤油横向射流实验研究 被引量：3
9
作者 王晓洁 王少林 +5 位作者 王凯兴 潘剑锋 刘舆帅 刘存喜 穆勇 徐纲 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第5期97-107,共11页
横向射流是航空发动机加力燃烧室中常见的煤油掺混组织方式。本文使用激光诱导荧光(PLIF)技术,在加力燃烧室的工况条件下,对航空煤油横向射流过程进行测量,研究了液气动量比、气体雷诺数、气体韦伯数对射流深度的影响。通过自编程序对煤... 横向射流是航空发动机加力燃烧室中常见的煤油掺混组织方式。本文使用激光诱导荧光(PLIF)技术,在加力燃烧室的工况条件下,对航空煤油横向射流过程进行测量,研究了液气动量比、气体雷诺数、气体韦伯数对射流深度的影响。通过自编程序对煤油PLIF结果进行处理,获取了横向射流的射流深度。进行了空气来流温度303~1100K,气流速度100~300m/s,液气动量比9~843,气体雷诺数357~4863,气体韦伯数61~716内射流深度的测量。结果表明,射流深度随动量比的增加而显著增大;气体雷诺数的增加增强了动量比对射流深度的影响;射流深度随气体雷诺数的增加而增大,但增大程度随气体雷诺数的增加而减小;射流深度随着气体韦伯数的增加而减小,但气体韦伯数对射流深度的影响相对次要。通过对实验数据的拟合,获得了无量纲射流深度关于无量纲轴向距离、动量比、雷诺数以及韦伯数的经验公式。 展开更多
关键词 航空发动机 横向射流 穿透深度 航空煤油 加力燃烧室
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大型航空构件专用热氢处理炉流-热-固耦合仿真分析 被引量：1
10
作者 乔达 卞祥德 +3 位作者 付经伦 丁林超 王同 陆文林 《金属热处理》 CAS CSCD 北大核心 2021年第1期214-219,共6页
采用冷壁结构设计的大型航空构件专用热氢处理炉结构复杂,多层隔热结构炉胆隔热屏板厚度极薄,导致网格划分和模拟计算十分困难。本文采用等效热阻的简化思路,在保证计算精度的前提下,将多层结构的炉胆等效为一层,节约了计算资源,实现了... 采用冷壁结构设计的大型航空构件专用热氢处理炉结构复杂,多层隔热结构炉胆隔热屏板厚度极薄,导致网格划分和模拟计算十分困难。本文采用等效热阻的简化思路,在保证计算精度的前提下,将多层结构的炉胆等效为一层,节约了计算资源,实现了热氢处理炉的全尺寸流-热-固耦合仿真。评估了热氢处理炉的隔热效果,在炉温1000℃时,炉胆外壁面温度只有200~350℃,呈条纹状分布;冷壁结构设计的炉壳外层壁面温度约25℃,具有较好的保温隔热效果;最大热应力264 MPa,位于料台底座;拉伸性能测试表明,料台底座Q235钢经300℃渗氢处理后抗拉强度约为565 MPa,安全系数为2.14。本文分析了热氢处理炉的温度场、热应力场,并评估了其安全储备系数,为大型热氢处理炉全尺寸仿真提供了思路,为结构设计提供了数据支撑。 展开更多
关键词 热氢处理炉 仿真分析 氢脆 热应力
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基于Damköhler数的支板稳定器贫油熄火分析方法研究
11
作者 赵庆军 贾鑫 +3 位作者 胡斌 石强 雒伟伟 赵巍 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期105-114,共10页
稳定器的贫油熄火边界预测对于燃烧室的设计具有重要意义。本文开展了支板稳定器的贫油熄火试验,得到了来流温度473~623 K,空气流速在60~130 m/s下的贫油熄火边界。通过数值模拟得到燃烧室的反应场和流场分布,分析了近熄火和稳定燃烧工... 稳定器的贫油熄火边界预测对于燃烧室的设计具有重要意义。本文开展了支板稳定器的贫油熄火试验,得到了来流温度473~623 K,空气流速在60~130 m/s下的贫油熄火边界。通过数值模拟得到燃烧室的反应场和流场分布,分析了近熄火和稳定燃烧工况时Damköhler数的分布特性。结果表明,流动时间尺度在不同燃油流量下变化不大,化学时间尺度随燃油流量的降低而增大,在近熄火时,Damköhler数大于1的区域为两条明显的带状分布,仅在剪切层保持较高水平,回流区难以加热剪切层的新鲜混气,导致最终熄火;基于CO质量分数确定的关键反应区与实际火焰具有较好的一致性。不同熄火工况下反应区内的平均Damköhler数在1左右波动,最大误差22%,证明基于Damköhler数的贫油熄火分析方法能够揭示贫熄特征,为解决实际熄火预测提供基础。 展开更多
关键词 燃烧室 支板稳定器 贫油熄火 关键反应区 剪切层
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航天器v_(∞)转移轨道的模型和解析法
12
作者 何胜茂 高扬 +1 位作者 张皓 王扬鑫 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期2987-3001,共15页
假定A和B是围绕一个引力中心按照开普勒轨道运行的卫星,针对航天器从A出发转移至B的轨道确定问题,文章提出了一个新的模型,称为v∞转移轨道(v∞-transfer-orbit,VTO).VTO选取航天器飞离A的时刻t0和逃逸速度大小v∞作为设计参数,求解抵达... 假定A和B是围绕一个引力中心按照开普勒轨道运行的卫星,针对航天器从A出发转移至B的轨道确定问题,文章提出了一个新的模型,称为v∞转移轨道(v∞-transfer-orbit,VTO).VTO选取航天器飞离A的时刻t0和逃逸速度大小v∞作为设计参数,求解抵达B的开普勒轨道.根据A和B运行轨道的空间位置关系,VTO分为A/B异面、A/B共面和A/B重合3种情况,同时存在3类解:General-VTO、Backflip-VTO和Resonant-VTO.文章建立了统一的VTO解析方法,即将航天器抵达B的位置约束分解为轨道约束和时间约束,根据轨道约束推导航天器轨道关于单个变量的解析式,根据时间约束建立该变量的一元方程,从而将原问题转化为一元方程寻根问题.首先,依次针对A/B异面、A/B共面和A/B重合情况构建了General-VTO的一元寻根方程,详细介绍了一元方程的寻根区间,并给出了一种基于三次样条插值的快速寻根算法;然后,构建了Backflip-VTO的一元寻根方程,在分析一元方程函数单调性、极值点和拐点的基础上给出了一元方程寻根区间和寻根方法;之后,构建了Resonant-VTO的直接解析式.最后,给出算例并重点说明VTO多解性. 展开更多
关键词 v∞转移轨道 General-VTO Backflip-VTO Resonant-VTO 轨道确定
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数智驱动的空间科学实验研究:AI4S范式下的新探索
13
作者 李盛阳 刘康 +1 位作者 刘云飞 赖楚凡 《中国科学院院刊》 北大核心 2025年第2期371-379,共9页
随着技术的不断发展,人工智能(AI)在各个科学领域都展现出了革命性的影响力,形成了新的科学研究范式AI4S(AI for Science)。文章重点面向微重力条件下空间科学实验领域,阐明了其独特的多学科优势,深入分析了结合AI的多模态空间科学实验... 随着技术的不断发展,人工智能(AI)在各个科学领域都展现出了革命性的影响力,形成了新的科学研究范式AI4S(AI for Science)。文章重点面向微重力条件下空间科学实验领域,阐明了其独特的多学科优势,深入分析了结合AI的多模态空间科学实验数据模式挖掘、领域知识抽取、跨学科知识融合与认知智能等研究内容,揭示了AI在提高空间科学实验领域智能化科学研究、认知与发现等方面的巨大潜力。探索表明数智驱动的空间科学实验研究作为AI4S的重要科研阵地,在促进空间科学实验数据生态构建与发展、AI4S的研究创新、领域学科发展等方面将发挥积极和重要作用。 展开更多
关键词 空间科学实验 数智驱动 人工智能
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基于NSGA-Ⅱ算法的ATR发动机PI控制器多目标优化方法研究 被引量：1
14
作者 焦昱翔 赵庆军 +3 位作者 任三群 蔡伟东 许诚 赵巍 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期183-191,共9页
为了使空气涡轮火箭发动机(ATR)从慢车快速、稳定和准确地加速到最大状态,以ATR发动机燃气发生器流量和尾喷管喉部面积为控制变量,采用快速非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ算法)建立了发动机控制器参数多目标优化方法。将超调量、稳态误差... 为了使空气涡轮火箭发动机(ATR)从慢车快速、稳定和准确地加速到最大状态,以ATR发动机燃气发生器流量和尾喷管喉部面积为控制变量,采用快速非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ算法)建立了发动机控制器参数多目标优化方法。将超调量、稳态误差、上升时间及误差积分值四个指标以加权的形式作为目标函数,引入执行机构超调惩罚机制,建立了PI控制器参数Pareto最优解集,完成了ATR发动机从慢车加速到最大状态的动态过程仿真。结果表明,将双回路多个控制性能指标以加权的形式组合作为目标函数,可以获得均匀分布的Pareto前沿;联合应用多目标优化方法和基于熵权法的优劣解距离法(TOPSIS),能够在双回路耦合下获得满足设计要求的ATR发动机动态特性,极大地缩短了人工整定控制器参数的时间;在加速过程中,多目标优化方法将涡轮膨胀比上升时间作为目标函数之一,与尾喷管面积开环控制动态过程相比,可以使涡轮膨胀比更早到达目标值,共同工作线远离喘振边界。 展开更多
关键词 空气涡轮火箭发动机 动态过程 PI控制器 参数优化 遗传算法
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刷衬-篦齿密封泄漏流动特性数值模拟研究 被引量：1
15
作者 顾超 马英群 +3 位作者 刘翼腾 杨学森 赵巍 赵庆军 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第7期88-101,共14页
为进一步提高空气涡轮火箭发动机(Air-Turbo Rocket Engine,ATR)在高封严压差下的密封性能,同时避免接触式刷式密封摩擦升热问题,建立了刷衬-篦齿密封结构和数值模型,在已有刷束泄漏流动实验数据验证模型准确性的基础上,计算了刷衬-篦... 为进一步提高空气涡轮火箭发动机(Air-Turbo Rocket Engine,ATR)在高封严压差下的密封性能,同时避免接触式刷式密封摩擦升热问题,建立了刷衬-篦齿密封结构和数值模型,在已有刷束泄漏流动实验数据验证模型准确性的基础上,计算了刷衬-篦齿密封不同结构参数下的流场、压力分布和泄漏流量,分析了刷衬-篦齿密封各主要结构参数对密封性能的影响,结合参数与泄漏流量之间的关系,改进了刷衬-篦齿密封的结构。结果表明,刷衬-篦齿密封泄漏的主要来源为篦齿与刷束之间间隙的“透气效应”,减小篦齿与刷衬之间的间隙、刷丝直径、刷丝自由高度可不同程度地减小泄漏率;而减少齿数、刷束厚度、齿顶宽度、篦齿间距、刷束密度等参数则导致泄漏的增加,其中篦齿与刷衬之间零间隙泄漏率约为间隙0.3 mm时的23%;改进后的刷衬-篦齿密封泄漏率较原刷衬-篦齿密封低8.9%,密封性能得到进一步改善。 展开更多
关键词 ATR发动机 刷衬-篦齿密封 流场分析 涡流耗散 密封结构改进
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预混煤油/空气两相旋转爆轰传播特性数值研究 被引量：1
16
作者 刘秋月 王放 +1 位作者 翁春生 赵庆军 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第9期113-123,共11页
为研究预混煤油/空气两相旋转爆轰波的传播特性,以煤油蒸气/液滴为燃料,空气为氧化剂,开展了二维旋转爆轰过程的数值模拟计算,研究了气态燃料当量比和液滴直径对气液两相旋转爆轰过程中流场结构、胞格形状和数目、爆轰分数以及传播速度... 为研究预混煤油/空气两相旋转爆轰波的传播特性,以煤油蒸气/液滴为燃料,空气为氧化剂,开展了二维旋转爆轰过程的数值模拟计算,研究了气态燃料当量比和液滴直径对气液两相旋转爆轰过程中流场结构、胞格形状和数目、爆轰分数以及传播速度等特征的影响。结果表明:较高的气态燃料当量比和较小的液滴直径有利于旋转爆轰波的成功传播。气态燃料当量比为0.83时,可起爆的液滴直径增大至40μm。研究发现,爆轰波成功起爆的前提下,提高气态燃料当量比或减小液滴直径均利于胞格数目的增多和平均尺寸的减小,胞格数目为5.0~6.7,低于5.0爆轰波将无法维持传播;燃料的爆轰分数与气态燃料当量比和液滴直径有关,提高气态燃料当量比或减小液滴直径均促进燃料的爆轰分数以及爆轰波传播速度的提高,爆轰分数最高可达94.9%,爆轰波的传播速度为1 638.34~1 777.62 m/s,速度亏损在13%以内。 展开更多
关键词 旋转爆轰波 气态燃料当量比 两相爆轰 传播特性 数值仿真
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高弹性刷式密封刷丝轴向变形规律流固耦合研究 被引量：1
17
作者 孙绮蓬 马英群 +3 位作者 张秉龙 曾文 赵巍 赵庆军 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期213-226,共14页
为探究刷丝弹性模量对刷式密封轴向变形影响规律,基于任意拉格朗日-欧拉(Arbitrary Lagrange-Euler,ALE)显式动力学流固耦合方法,计算对比了新型高弹性材料刷丝SOFN和传统材料刷丝GH605在相同的刷式密封结构下、不同压差下的泄漏特性、... 为探究刷丝弹性模量对刷式密封轴向变形影响规律,基于任意拉格朗日-欧拉(Arbitrary Lagrange-Euler,ALE)显式动力学流固耦合方法,计算对比了新型高弹性材料刷丝SOFN和传统材料刷丝GH605在相同的刷式密封结构下、不同压差下的泄漏特性、轴向总体变形、刷丝自由端轴向变形与扰动以及不同弹性模量的理想刷丝轴向变形规律。得出结论:在不同压差下刷丝材料为SOFN的刷式密封和材料为GH605的刷封的泄漏量基本一致;在高压差条件下,GH605前排刷丝出现逆轴向大变形导致刷丝分离引起密封失效;SOFN刷丝比GH605刷丝有更小的轴向弯曲变形与轴向扰动,在0.2 MPa,0.4 MPa,0.6 MPa压降下轴向变形量最大降低了3.5%,2.7%和2%;轴向扰动量最大降低了37%,24%和32%。存在一个最佳的弹性模量范围,使刷丝的变形量最小。验证了SOFN刷丝有更高的承压能力,有效提高刷式密封性能。 展开更多
关键词 刷式密封 弹性模量 轴向变形 ALE流固耦合 高弹性刷丝
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强余旋一体化支板稳定器雾化特性研究 被引量：1
18
作者 吴杰 胡喆 +4 位作者 刘金鹤 穆勇 何志霞 阮昌龙 刘舆帅 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期166-179,共14页
本文在高温高速强余旋来流条件下,初步探索了带尾缘方案下支板一体化喷油稳定器结构的油气掺混工作特性,为后期研究回流区卷吸量和稳焰特性做准备。使用平面激光诱导荧光(PLIF)、平面米散射(PMIE)、相位多普勒粒子分析仪(PDPA)等设备,... 本文在高温高速强余旋来流条件下,初步探索了带尾缘方案下支板一体化喷油稳定器结构的油气掺混工作特性,为后期研究回流区卷吸量和稳焰特性做准备。使用平面激光诱导荧光(PLIF)、平面米散射(PMIE)、相位多普勒粒子分析仪(PDPA)等设备,以航空煤油为介质,在来流温度300~1050 K,马赫数0.15~0.45,液气动量比20~250,来流角度-15°~15°,供油压差0.2~1.8 MPa等条件下,探究了来流参数、气液动量比、韦伯数等多因素对射流轨迹、雾化粒径的影响规律。试验表明:上喷式支板尾缘一体化喷油稳定器的整体射流轨迹与横向射流结构较类似,液气动量比越大,射流穿透深度增加越明显;气体韦伯数的影响机制比较复杂,当其增大时,射流穿透深度呈下降趋势,是来流与射流之间的压差力和各向剪切力的作用使得表面波增长迅速,不稳定性增强,叠加气液动量交换增大的结果;气流与支板夹角的正逆变化,即余旋角变化,使得垂直于来流气体方向的速度分量产生变化,流道内稳定器的喉部效应增大了湍流度,使射流轨迹变粗糙,穿透深度变短;通过分析PDPA数据,在射流覆盖区域呈现出了整体的粒径分布情况,显示出了射流轨迹、表面波主导破碎区、二次雾化区、粒径稳定区间的关系。 展开更多
关键词 加力燃烧室 一体化支板 雾化特性 PLIF PMIE PDPA
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高温高速来流条件下扇形喷嘴雾化特性研究 被引量：1
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作者 施刚强 吴杰 +10 位作者 胡喆 刘舆帅 王少林 王凯兴 穆勇 阮昌龙 郭玉超 王月 徐纲 何志霞 刘富强 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第6期154-163,共10页
为了探索扇形喷嘴在加力燃烧室应用的可行性,采用Mie散射和PLIF激光测量系统对其在高温高速环境中的雾化特性开展了研究。获得了在不同来流温度、来流马赫数以及燃油流量条件下燃油轨迹变化规律、蒸发距离及气液两相分布特性,并拟合了... 为了探索扇形喷嘴在加力燃烧室应用的可行性,采用Mie散射和PLIF激光测量系统对其在高温高速环境中的雾化特性开展了研究。获得了在不同来流温度、来流马赫数以及燃油流量条件下燃油轨迹变化规律、蒸发距离及气液两相分布特性,并拟合了穿透深度经验公式。试验结果表明:在来流温度850~1 250 K,马赫数为0.15~0.35,燃油流量6~14 g/s的工况下,(1)温度升高,燃油穿透深度减小,蒸发距离变短;(2)马赫数增加,燃油穿透深度减小,蒸发距离变长;(3)燃油流量增加,燃油穿透深度增加,对蒸发距离影响较小;(4)气相燃油分布区约为液相的6倍。 展开更多
关键词 加力燃烧室 扇形喷嘴 横向射流 航空煤油 雾化特性
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冲压发动机燃烧室超声速来流横向喷雾轨迹预测模型及动态特性分析研究
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作者 王梓成 胡斌 +4 位作者 王中豪 王藤 石强 雒伟伟 赵庆军 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第5期132-144,共13页
为探究超声速来流下圆柱横向射流轨迹及喷雾动态特性,在宽来流马赫数(Ma=1.50,2.02,3.09)条件下开展了不同喷嘴直径与喷注压力的煤油喷雾试验,通过纹影系统捕捉射流图像并进行外边界拟合与频谱分析。建立了考虑射流前激波效应的穿透深... 为探究超声速来流下圆柱横向射流轨迹及喷雾动态特性,在宽来流马赫数(Ma=1.50,2.02,3.09)条件下开展了不同喷嘴直径与喷注压力的煤油喷雾试验,通过纹影系统捕捉射流图像并进行外边界拟合与频谱分析。建立了考虑射流前激波效应的穿透深度预测模型,最大与平均相对误差较先前的预测模型分别下降约36%和19.1%。通过快速傅里叶变换分析,发现喷雾所受扰动以低频波为主,同时伴有时间特征较为复杂的波动。本征正交分解分析结果证明,喷雾表面同时存在高低频扰动,但低频波占据主导地位,高频波能量较低可被忽略,对应了快速傅里叶变换分析结果;低频波频率与来流有效韦伯数有关,有效韦伯数增大会使波长减小,当喷雾前端的来流速度差别较小时,频率就会增大。 展开更多
关键词 冲压发动机 燃烧室 燃料喷注 超声速来流 射流轨迹预测 喷雾动态特性 本征正交分解
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