预注冷质的空气涡轮火箭性能分析研究

提出了压气机进口预注冷质的空气涡轮火箭(MIPCC ATR)循环,拓展了ATR在高飞行马赫数下的工作能力。给出了基于工质组分的变比热ATR循环热力学建模方法和工质物性改变时对部件特性的修正方法,基于所推导的准无量纲关系式讨论了循环参数之间的相互作用及其对性能的影响。研究结果表明预注冷质不仅能有效拓宽ATR的工作包线,而且可以提高单位推力,所需付出的代价是比冲会有一定程度的降低。     

空气预冷机制冷系统故障分析及对策研究

空气预冷机制冷系统发生故障,会影响设备的正常运行.介绍了冷却水冷量不足、制冷系统无泄漏但冷媒低压过低、制冷系统泄漏三种典型故障.通过增加冷却水水量、降低水温、疏通清洗换热器改善换热效率的方法解决冷量不足的故障;减少进水量、提高进水温度解决制冷系统无泄漏但冷媒低压过低的故障;检查泄漏点并对其进行焊接或修复处理,然后进行充...     

液体火箭发动机液氧箱与预冷回路的耦合计算模型

建立了液体火箭发动机的液氧贮箱与底部预冷回路的数值计算耦合模型,模拟了地面停放过程中贮箱与底部预冷回路的三维非稳态两相流动与传热过程,分析了自然循环预冷条件下液氧贮箱和底部预冷回路中的三维物理场分布及随时间变化规律。结果表明:随着停放时间的增加,液氧的蒸发量增加,停放中后期贮箱内的热传递基本趋于稳定。回流管内的气化导致回流口处的温度一直呈现波动。     

不同温度下空气比热容比测量装置的研究

针对大学物理实验现有测量空气比热容比装置存在的不足,研制了可测量不同温度下空气的比热容比的装置,包括贮气瓶、压力传感器、温度传感器及水浴系统.该装置可使贮气瓶内空气保持在30～90℃之间的任一温度.每隔10℃测量空气的比热容比值,实验结果表明空气比热容比随温度上升而下降.     

液氧煤油发动机预冷系统回流管绝热影响分析

低温液体火箭发动机循环预冷受多因素影响,针对液氧煤油发动机自然循环系统回流管绝热条件对预冷效果的影响进行理论分析和试验研究,得到了有意义的数据和结论,对后续型号自然循环预冷系统设计提供了依据.     

空气比热容比γ测量值准确度的分析与研究

本文介绍了一种测量空气比热容比γ值的方法。重点分析了测量值的准确度与实验过程中打人气体多少的关系。为准确测量γ值提供了有力依据。     

低温空气制冷系统中板翅换热器性能实验研究

对低温空气制冷系统中的散热器、回热器性能进行实验研究,测量不同工况条件下两个锯齿形板翅式换热器的换热效率及系统性能,分析了换热器低压侧和高压侧的空气流量对换热器及系统性能的影响。结果表明:(1)散热器低压侧空气流量是影响其效率的主要因素;(2)回热器效率随其低压侧空气流量的增大而增大,随其高压空气流量的增大而减小;(3)高压空气流量是影响制冷量的主要因素;在其它工况参数不变的条件下,高压空气流量增大7.9%,制冷量最大增加14.5%。     

空气的绝热指数γ的大气压修正

通过讨论分析指出:空气的绝热指数随海拔的升高而减小,随气压的降低而降低.从而为学生实验测定空气的比热容比提供一个参考.     

低温空气制冷速冻系统性能的实验研究

对使用空气动压轴承的升压式空气制冷速冻系统进行了实验研究,分析了压气机进口压力、散热器冷边风量及回热器对系统性能的影响。实验结果表明:增大压气机进口压力和散热器冷边空气流量均可降低涡轮出口温度,提高系统制冷量;系统COP随着压气机进口压力的升高而增大,但是增大幅度逐渐减少;系统增加回热器后,涡轮出口温度最多可降低约67%,系统制冷量和COP最多约可增加45.5%,其中涡轮出口温度最低约可降至-50℃,系统COP最大可达0.7左右。     

一种测量空气比热容比的实验方法

通过介绍声音在空气中的传播速度与空气比热容比的关系,提出了通过测量空气中声速得到空气比热容比的实验原理与方法．     

膨胀式空气涡轮火箭最大状态调节规律与性能分析

为了阐明进气预冷膨胀式空气涡轮火箭发动机在最大状态下的部件匹配规律和性能特点,基于ε—NTU法建立了换热有效度随工况改变的预冷器模型,完成了氢燃料发动机的性能仿真与分析。增大涡轮前压力、燃料流量,同时减小尾喷管喉道和出口面积,可实现压气机工作点沿等物理转速线由堵塞区向喘振边界移动,压气机压比及燃空比均增大。在此过程中,发动机若在低马赫数工作,尾喷管内燃气总压、总温升高使推力增大;在近堵塞区域,压比迅速增大导致比冲上升;在近喘振区域,压比增大减缓,燃空比的上升导致比冲下降。若在高马赫数工作,高温米流使压气机工作于低折合转速区域,工作点在等物理转速线上由堵塞区向喘振边界移动时,燃空比增加补偿了空气流量下降导致的推力衰减,总推力基本保持不变;由于低折合转速下压比增大减缓,增大的燃空比使比冲下降。     

低温管路预冷过程的实验研究

搭建了低温管路预冷过程实验台,并对不同管长和不同入口压力下低温管路预冷过程中压力和温度的变化情况进行了实验研究。结果表明,管路较长时,不稳定现象表现得更加剧烈,管路预冷时间变长,并会产生更大的压力峰值。     

空气比热容比的标准值与测量的误差

在绝热膨胀过程中,用电磁阀、大口径管((φ)≥4mm)迅速放气和关闭.对空气的比热容比γ的标准值进行了详细的论证计算1.3990＜γ＜1.4025,并对实测值的误差进行了分析讨论.     

不同运行模式下土壤-空气换热器热性能研究

基于多孔介质传热传质理论,建立了二维非饱和土壤耦合热湿迁移的数学模型。基于有限体积法,利用FORTRAN语言开发了二维椭圆型传热传湿计算程序。利用自编程序对不同运行模式下的土壤-空气换热器系统进行了全面的数值研究。连续模式下系统连续运行24 h;间歇模式1下系统运行60 min,然后停止运行30 min;间歇模式2下系统运行60 min,然后停止运行60 min.结果表明,在连续模式下较高含湿量的土壤比较低含湿量的土壤的系统热性能提升20.13%,含湿量较低的土壤在间歇模式下运行系统热性能较连续模式提升12.7%。     

关于空气比热容比的测定实验中p-V曲线的讨论

"空气比热容比的测定"(用热力学方法测量)实验中,工作物质的体积V、压强p、温度T、摩尔数N都将在几个相互衔接的热力学过程中不断变化,采用在不同过程中气体的摩尔数有变化和保持不变2种模型的描述下,给出了2种正确的p-V曲线形式.     

逆升压式吊舱涡轮冷却器动力涡轮变工况特性研究

随着现代战机电子战能力的提升,电子吊舱设备发热功率日益增大,采用冲压空气作为冷源的逆升压式电子吊舱环控系统能够为机载吊舱提供充足的冷量。具有膨胀涡轮、动力涡轮、压缩涡轮的涡轮冷却器是逆升压式环控系统的核心部件。针对一种应用于机载电子吊舱的逆升压式空气循环系统进行了关键部件的匹配性能研究,通过改变动力轮进口压力来调节膨胀轮出口温度、压力、流量等参数,实现对环控系统的制冷量的控制,获得动力轮进口压力变化对环控系统性能的影响规律。     

IET短周期涡轮实验台模拟高空涡轮性能试验研究

本文介绍了中国科学院工程热物理研究所(IET)短周期涡轮实验台的结构、特点和试验过程,参照高空台对航空发动机模拟高空试验的要求,对短周期涡轮试验台和长周期高空台发动机模拟试验进行了比较,探讨了利用短周期实验台进行模拟高空涡轮性能试验的可行性.通过一个低压模型涡轮的试验,验证了本实验台在进行涡轮模拟高空性能试验方面的功能和可信性,从而拓展了本实验台的使用领域.试验获得的模型涡轮的设计点性能以及变工况特性,为研究低雷诺数条件下涡轮内部流动机理和设计提供了丰富的实验数据.     

超高负荷跨音速涡轮的设计与性能分析研究

为了通过增加涡轮级负荷减少级数给涡轮减重,本文开展了单级压比为5的高负荷跨音速涡轮的基本分析和初步设计。研究结果表明,基于常规涡轮设计体系,辅以超高负荷涡轮参数选取以及跨音速涡轮叶片造型方法,进行超高负荷跨音速涡轮的设计,能取得满意效果。在设计工况下,涡轮的级效率达90.3%,且变工况性能相对较好,所设计涡轮基本能达到...     

“空气比热容比”教学中的物理思想与测定的关键问题分析

该实验从诸多气体状态变化中选取了3个关键的状态,实验设计巧妙,整个实验中涉及的理论分析过程复杂,实验操作有很多不可控因素,因此如何在实验教学中把握实验的设计思想,找到测量的关键点显得尤为重要.本文旨在分析实验过程的基础上,利用力学中“回复力”的概念,使学生快速掌握实验过程的变化规律,并以“压强”为控制因素,进行数据记录,从而使学生把握了实验测量的关键点,提高了实验的教学效率.     

涡轮转速对无导叶对转涡轮流动特性的影响

为了探究无导叶对转涡轮在不同涡轮转速下的流动特性,运用CFD方法对某无导叶对转涡轮模型级的流场进行了三维定常多叶片排的数值模拟.结果表明,涡轮转速的变化对无导叶对转涡轮的喉部位置基本没有影响;随涡轮转速的升高,高压动叶内的激波损失增大,低压动叶内的激波损失减小,源生于低压动叶吸力面上的激波沿吸力面向尾缘移动;对于远离设计点的非设计工况,流动分离损失及低压动叶中的激波损失构成了对转涡轮损失中的主体;涡轮转速的变化对高低压动叶出口气流角及高压动叶出口马赫数的影响作用较大;高低压涡轮出功比、对转涡轮的总功率及等熵效率均随涡轮转速的增大而增大.