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考虑高压涡轮性能非确定的航空发动机鲁棒设计

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航空动力学报 2024年第4期39卷 289-298页

作者：王林潘旭杨锟中国航发商用航空发动机有限责任公司上海商用飞机发动机工程技术研究中心上海200241

为了降低制造过程中非确定性因素对航空发动机总体性能的影响,通过在设计阶段考虑高压涡轮性能的非确定性,构建鲁棒优化设计模型来优化总体性能的设计方案,使用蒙特卡洛仿真量化非确定性的影响,并开发了相应的全局优化算法进行求解。数... 详细信息

为了降低制造过程中非确定性因素对航空发动机总体性能的影响,通过在设计阶段考虑高压涡轮性能的非确定性,构建鲁棒优化设计模型来优化总体性能的设计方案,使用蒙特卡洛仿真量化非确定性的影响,并开发了相应的全局优化算法进行求解。数值实验的结果验证了鲁棒设计模型的优势,与传统确定性设计方法相比,在高压涡轮性能非确定的情况下,鲁棒设计模型获得的方案能平均减少15.97%的总体性能离散程度,具有较优鲁棒性。

关键词：总体性能非确定性鲁棒设计蒙特卡洛仿真最优化

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基于有限元节点的涡轮叶片蠕变应变预测

北京航空航天大学学报 2024年

作者：陈实徐鹤鸣孙凯徐逸晗张屹尚上海飞机发动机工程技术中心中国航发商用航空发动机有限责任公司

针对涡轮叶片蠕变可靠性分析过程，蠕变有限元计算方法效率不足的问题，提出了基于有限元节点的叶片蠕变应变预测原理，并建立了蠕变应变预测多层感知机模型，能够根据有限元节点的前期蠕变应变信息预测未来蠕变应变。结果表明：相比于... 详细信息

针对涡轮叶片蠕变可靠性分析过程，蠕变有限元计算方法效率不足的问题，提出了基于有限元节点的叶片蠕变应变预测原理，并建立了蠕变应变预测多层感知机模型，能够根据有限元节点的前期蠕变应变信息预测未来蠕变应变。结果表明：相比于蠕变应变公式拟合方法，本模型应用机器学习方法，可基于较少时间的蠕变信息预测出较好的结果。通过提高训练工况的温度场和转速水平，可以改善蠕变应变预测模型在预测其他工况时的精度。以最高温度场和转速水平为训练工况，该模型根据前6h的蠕变信息，预测6～100h的蠕变应变时，有限元节点蠕变应变较大点的误差约为10%，减少了43%～48%的蠕变应变计算耗时，提高了涡轮叶片蠕变可靠性分析效率。

关键词：蠕变有限元节点机器学习涡轮叶片效率

甲基肼-四氧化二氮气相燃烧反应机理构建及反应特性研究

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燃烧科学与技术 2024年第3期30卷 302-310页

作者：余鹏赵婷李剑锐施伟吴凌峰上海空间推进研究所上海201112 上海空间发动机工程技术研究中心上海201112

基于层级结构思路构建了包含24组分和25步基元反应的自燃MMH-NTO简化燃烧反应机理Mech25.Mech25机理中MMH-NTO燃烧反应过程包括冷反应(积累热量和自由基)、着火反应(快速放热)、高温燃烧反应(反应平衡)3个阶段.反应机理包含了CH_(3)NHNH... 详细信息

基于层级结构思路构建了包含24组分和25步基元反应的自燃MMH-NTO简化燃烧反应机理Mech25.Mech25机理中MMH-NTO燃烧反应过程包括冷反应(积累热量和自由基)、着火反应(快速放热)、高温燃烧反应(反应平衡)3个阶段.反应机理包含了CH_(3)NHNH_(2)逐步脱氢反应、HONO分解反应、小分子及自由基反应与高温分解反应等.温度敏感性分析表明燃烧温度对CH_(3)NHNH_(2)与CH_(3)NNH脱氢反应最为敏感;热释放速率分析表明CH_(3)NNH与HCO的氧化反应对热释放贡献最大,而HONO分解反应吸热效应最显著,H_(2)O分解反应促使反应由快速放热转为平衡反应;着火延迟敏感性分析表明其对R2反应最为敏感,反应(R2)活化能值对能否发生自着火至关重要;氧燃比影响分析表明,终产物H_(2)O与N_(2)非同步达峰在近当量燃烧区域产生了温度对氧燃比变化不敏感的平台区.与已有简化机理相比,Mech25机理对MMH-NTO反应终态温度预测最为准确,其值与详细机理偏差仅为0.2%.

关键词：甲基肼-四氧化二氮燃烧机理敏感性分析姿轨控发动机

小冲量推力器深空探测工作性能地面模拟实验研究

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推进技术 2024年

作者：余鹏邬二龙赵婷陈泓宇孙迎霞徐辉王东刘锋上海空间推进研究所上海空间发动机工程技术研究中心

对应用于我国宇航领域深空天体探测重大工程的小冲量推力器进行高空模拟热试车研究，考察小冲量推力器稳态及脉冲工作性能和在轨局部高温环境对推力器脉冲性能的影响规律。结果表明，单氧燃互击对-氧燃同向旋流液膜冷却构型的小冲量推... 详细信息

对应用于我国宇航领域深空天体探测重大工程的小冲量推力器进行高空模拟热试车研究，考察小冲量推力器稳态及脉冲工作性能和在轨局部高温环境对推力器脉冲性能的影响规律。结果表明，单氧燃互击对-氧燃同向旋流液膜冷却构型的小冲量推力器稳态工作过程可分为四个阶段，旋流液膜行为对发动机推力性能影响较小，但对推力器温度分布有极其重要的影响。4ms脉宽下推力器实测脉冲冲量为24.7 mN·s，这与国际上同量级先进推力器脉冲性能持平且脉冲重复性良好，1σ脉冲一致性为5%。地面模拟天体高温环境对小冲量推力器脉冲性能影响研究表明，推力器在轨工作脉宽（4 ms及8 ms）下，推进剂温度在25～85 ℃内变化时其对推力器脉冲冲量的影响极其有限，而当管路局部高温超过入口压力下氧化剂沸点时其脉冲冲量降至额定水平的1/3。推进剂供应温度对小冲量推力器脉冲冲量的影响机制与推力器电磁阀响应时间及温度对推进剂物性的影响规律密切相关。在短脉宽（4 ms及8 ms）下，推力器脉冲冲量受电磁阀响应时间及推进剂初始相态控制；从12 ms脉宽开始脉宽延长为“温度-推进剂物性-脉冲性能”作用链路提供可能。与25 ℃推进剂工况相比，60 ℃下脉冲性能小幅下降与推进剂密度下降有关，85 ℃下脉冲性能下降主要与氧化剂在喷注器内流动过程中发生气化行为有关，105 ℃下脉冲性能明显下降主要与氧化剂初始相态为气态有关。

关键词：小冲量空间推力器推进剂温度脉冲特性脉冲一致性 MMH-NTO 高空模拟热试车

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空间低冰点推进剂发动机宽温域工作特性研究

推进技术 2024年

作者：施浙杭王世成陈泓宇姚锋赵婷刘昌国上海空间推进研究所上海空间发动机工程技术研究中心

空间双组元发动机采用MON-25/MMH低冰点推进剂具有低温环境工作优势。对深空探测40 N低冰点推进剂发动机开展地面热试车，研究了不同推进剂温度（-35～25 ℃）和室压（1.6～2 MPa）下的发动机工作特性，并与NTO/MMH常规推进剂进行比较... 详细信息

空间双组元发动机采用MON-25/MMH低冰点推进剂具有低温环境工作优势。对深空探测40 N低冰点推进剂发动机开展地面热试车，研究了不同推进剂温度（-35～25 ℃）和室压（1.6～2 MPa）下的发动机工作特性，并与NTO/MMH常规推进剂进行比较。结果表明，在推进剂宽温域内，发动机能在额定工况下（混合比=1.65、室压=1.8 MPa）正常地稳态和脉冲自燃点火工作，其燃烧室效率和喉部温度随着推进剂温度降低而轻微地下降。发动机以12～60 ms脉宽持续脉冲工作时产生平均室压冲量为0.021～0.127 MPa·s，各室压波形完整、一致性较好，且基本不受推进剂温度变化影响。与常规推进剂相比，低冰点发动机的燃烧室效率减小了约1%，开机响应时间延长了近3 ms，且存在室压波动幅度增大现象，由于高饱和蒸气压的MON-25喷注气化引起雾化和燃烧过程脉动。室压波动特征频率在150～350 Hz内变化，通过提高室压、降低推进剂温度等抑制气化的方法能有效地减弱波动幅度至常规推进剂水平，并使特征频率消失。

关键词：空间双组元发动机低冰点推进剂低温工作特性热试车

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轨控发动机高温现象的可靠性提升改进

深空探测学报(中英文) 2024年

作者：李剑锐苏航刘昌国陈泓宇叶奕翔上海空间推进研究所上海空间发动机工程技术研究中心

针对发动机在稳态试车点火过程中出现的喉部单侧局部高温和焊缝温度阶跃升高的现象，导致身部涂层寿命衰减及产生局部应力，严重危害了发动机工作可靠性的问题，采用CFD仿真方法对头部喷注器结构建模，结合流阻的数学模型优化分析，优... 详细信息

针对发动机在稳态试车点火过程中出现的喉部单侧局部高温和焊缝温度阶跃升高的现象，导致身部涂层寿命衰减及产生局部应力，严重危害了发动机工作可靠性的问题，采用CFD仿真方法对头部喷注器结构建模，结合流阻的数学模型优化分析，优化流道内的分配结构，实现降低喷注流阻同时提升各撞击对流量均匀性，并调整撞击对参数，优化燃烧组织和边区液膜冷却方案，优化边区混合比，同时降低了喉部温度和周向温差。改进后的发动机经过试验验证，在性能不变的情况下使高空模拟热试车喉部温度由近1 500℃下降至1 270℃，头身焊缝处温度由520℃下降至310℃，发动机身部周向温度差控制在50℃以内，有效地解决了发动机喉部的高温问题，提升了发动机使用寿命和工作可靠性。

关键词：液体火箭发动机双组元身部高温可靠性

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轨控发动机喉部高温问题分析与抑制方法

深空探测学报（中英文） 2024年第2期11卷 132-140页

作者：李剑锐苏航刘昌国陈泓宇叶奕翔上海空间推进研究所上海201112 上海空间发动机工程技术研究中心上海201112

针对发动机在稳态试车点火过程中出现的喉部单侧局部高温和焊缝温度阶跃升高的现象,导致身部涂层寿命衰减及产生了局部应力,严重危害发动机可靠性的问题,采用CFD仿真对头部喷注器结构建模,结合流阻数学模型进行优化分析,优化流道内的分... 详细信息

针对发动机在稳态试车点火过程中出现的喉部单侧局部高温和焊缝温度阶跃升高的现象,导致身部涂层寿命衰减及产生了局部应力,严重危害发动机可靠性的问题,采用CFD仿真对头部喷注器结构建模,结合流阻数学模型进行优化分析,优化流道内的分配结构,实现降低喷注流阻的同时改善撞击对流量造成的不均匀性问题,并通过调整撞击参数,优化燃烧组织和边区液膜冷却方案,优化边区混合比,同时降低了喉部温度和周向温差。改进后的发动机经过试验验证,在性能不变的情况下使高空模拟热试车喉部温度由近1500℃下降至1270℃,头身焊缝处温度由520℃下降至310℃,发动机身部周向温度差控制在50℃以内,有效地解决了发动机喉部的高温问题,提升了发动机的使用寿命和工作可靠性。

关键词：液体火箭发动机双组元身部高温可靠性

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低温微肋管路快速预冷技术试验研究

华中科技大学学报（自然科学版） 2024年第1期52卷 1-7页

作者：王磊程诚李卓伦厉彦忠西安交通大学制冷与低温工程系陕西西安710049 上海空间推进研究所上海空间发动机工程技术研究中心上海201112

为了指导运载火箭低温推进剂快速加注技术研制,探析了管路预冷反环状流型稳定性对加速预冷进程的作用机制,搭建了液氮管路预冷测试平台,采用光管和微肋管开展了变工况试验研究.结果发现:当雷诺数Re=5000时,微肋管可节约预冷耗时达60%,... 详细信息

为了指导运载火箭低温推进剂快速加注技术研制,探析了管路预冷反环状流型稳定性对加速预冷进程的作用机制,搭建了液氮管路预冷测试平台,采用光管和微肋管开展了变工况试验研究.结果发现:当雷诺数Re=5000时,微肋管可节约预冷耗时达60%,光管预冷最大换热热流为22 kW/m^(2),微肋管预冷最大热流达45 kW/m^(2).此外,微肋管预冷过程中管壁近似线性降温,微肋不会显著增大流动阻力.微肋管强化预冷的机理在于微肋结构可在反环状流气膜层内诱发径向分速度,对气液界面产生冲击,促使气液界面波动或液体撕裂,进而导致液体与壁面更早发生接触换热.当入口流量较高时,推荐采用肋间距较大的微肋管,在确保加速预冷的同时减小流动阻力.

关键词：低温预冷反环状流快速加注沸腾换热微肋管

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壁厚分布对金属隔膜翻转偏心行为的影响研究

载人航天 2024年第3期30卷 291-299页

作者：范凯施华赵和明上海空间推进研究所上海201112 上海空间发动机工程技术研究中心上海201112

为确保金属隔膜的有序翻转,实现贮箱质心规则变化和推进剂均衡排放,研究分析了壁厚分布对金属隔膜翻转偏心行为的影响。结果表明:对于等壁厚隔膜,锥壳和球冠具有一定的纠偏能力,过渡球壳不具有纠偏能力。采用过渡球壳均匀变壁厚方案,通... 详细信息

为确保金属隔膜的有序翻转,实现贮箱质心规则变化和推进剂均衡排放,研究分析了壁厚分布对金属隔膜翻转偏心行为的影响。结果表明:对于等壁厚隔膜,锥壳和球冠具有一定的纠偏能力,过渡球壳不具有纠偏能力。采用过渡球壳均匀变壁厚方案,通过增大偏向段和偏离段翻转启动压力差ΔPr,促使偏离段较小的轴向分力Py优先达到翻转启动压力Pr,进而提升过渡球壳纠偏能力,以更小的壁厚梯度和更低的重量代价实现隔膜翻转不偏心。

关键词：壁厚分布翻转偏心金属隔膜