空气涡轮液体火箭发动机建模与仿真研究_潘宏亮
液体火箭发动机设计大作业
Vc L At 0.285m3
3.1.3. 燃烧室直径、长度
通过质量流量密度求燃烧室直径 质量流量密度为
qmdc (10 ~ 20) pc
（适用于离心式喷注器）
2
式中，燃烧室压力的单位为 MPa ，质量流量密度 qmdc 的单位为： g / (cm s) 。取：
qmdc 15 pc 73.11g / (cm2 s) 731.1kg / (m2 s)
H Lc 2 h 492.2mm
y kRt Rt k 2 Rt2 h2 246.4mm
收敛段容积：
Vc 2 0.2028m3
燃烧室圆柱段长度：
3
Lc1 (Vc Vc 2 ) / Ac (0.285 0.2028) / 0.460 0.1787m 178.7mm
3.1.5. 推力室喷管扩张段型面
3.1.5.1. 锥形扩张段型面
对于锥形喷管扩张段来说， 根据摩擦损失与非轴向流动损失综合影响最小的条件， 扩张半角 的最佳值为 15°~20°。 通常采用 15°扩张半角的锥形喷管可以较好的平衡结构质量、 长度 和喷管效率之间的关系。这里即取：
e 15 。
液体火箭发动机设计大作业
组长：周鑫（10151019） 组员：燕道华（10151015） 马洋（10151010） 乔磊（10151020） 马列波（10151016） 耿晨晨（10151012）
目录
液体火箭发动机设计大作业 ........................................................................................................... 1 1. RS-27 液体火箭发动机介绍 .................................................................................................... 1 2. 原始数据................................................................................................................................... 1 3. 推力室参数计算结果............................................................................................................... 1 3.1. 推力室结构参数计算................................................................................................... 1 3.1.1. 喉部直径 ........................................................................................................... 1 3.1.2. 燃烧室容积 ....................................................................................................... 2 3.1.3. 燃烧室直径、长度 ........................................................................................... 2 3.1.4. 推力室双圆弧收敛段型面 ............................................................................... 3 3.1.5. 推力室喷管扩张段型面 ................................................................................... 4 3.2. 推力室头部设计........................................................................................................... 5 3.2.1. 单组元液体直流喷嘴 ....................................................................................... 5 3.2.2. 双组元离心式喷嘴 ........................................................................................... 8 3.3. 推力室身部设计......................................................................................................... 10 3.3.1. 喉部燃气的气动参数 ..................................................................................... 10 3.3.2. 计算喉部燃气传热系数和对流换热密度 ..................................................... 10 3.3.3. 计算辐射热流密度 ......................................................................................... 11 3.3.4. 计算总热流密度、热流量以及冷却剂温升 ................................................. 13 3.3.5. 确定冷却通道参数 ......................................................................................... 13 3.3.6. 计算液体壁面温度和气体壁面温度 ............................................................. 14
轨姿控液体火箭发动机水击仿真模拟
轨姿控液体火箭发动机水击仿真模拟张峥岳;康乃全【摘要】Taking the liquid rocket engine of orbit and attitude control system as the study object, an emulator was established with AMESim according to the modular modeling idea. The simulation computation of water hammer pressure in the pipeline while the engine system was working was per- formed. The results show that the running of orbit control engine is a major factor creating high water hammer. The compared result of theoretical calculation and test data indicate that the simulation mod- els can give reasonable descriptions for generative process of water hammer. The measure to reduce the amount of water hammer is introduced.%以轨姿控液体火箭发动机为研究对象，根据模块化思想，利用AMESim建立了仿真平台，仿真计算了发动机系统工作中管路的水击压力。
结果表明：轨控发动机的工作是引起大水击的主要因素。
通过与理论计算和试验数据的对比表明，仿真模型较好地描述了管路水击的生成过程。
介绍了减小系统水击量的措施。
【期刊名称】《火箭推进》【年(卷),期】2012(038)003【总页数】5页(P12-16)【关键词】轨姿控液体火箭发动机;水击;仿真;AMESim【作者】张峥岳;康乃全【作者单位】北京航天动力研究所,北京100076;北京航天动力研究所,北京100076【正文语种】中文【中图分类】V434-340 引言轨姿控液体火箭发动机已广泛应用于空间飞行器之中，其主要作用是轨道控制、姿态控制、航天器的对接和交会等。
涡轮螺旋桨发动机建模与控制仿真
26 00
航 空动力学报
第 25 卷
动机的动态加速性能.
1 建模过程
1. 1 涡轮螺旋桨发动机核心模型建模
航空涡桨发动机一体化模型由发动机核心模 型、燃油调节器模型和螺旋桨及其负载调节机构 模型组成. 系统框图如图 1 所示[ 1-3] . 将负载信号 和燃油量信号传递给 发动机核心模 型计算出转 速, 螺旋桨负载调节器和燃油调节器同时接受转 速信号, 计算出新的负载信号和燃油量信号, 形成 闭环控制系统.
1. 4 发动机转速影响螺旋桨负载的建模分析
使用笛卡尔右手系规定扭矩方向. 发动机输
入给螺旋桨机构扭矩为 M 1, 弹性轴 上的扭矩为
Ms , 传递到减速器轴上扭矩是 M 2 , 扭矩经过减速
器传到螺旋桨( 参看图 3) . 在负载桨距角不变时,
发动机的转速 n1 是主动输入量. 列出方程组
M1( t) - M s( t) =
T IA N Chao1 , H U AN G Xiang- hua1 , DENG Zh-i w ei1, 2
( 1. Co lleg e of Ener gy and P ow er Eng ineering , Nanjing U niversit y of Aeronaut ics and Ast ronaut ics, N anjing 210016, China;
第 25 卷 第 11 期 2010 年 11 月
航空动力学报
Journal of Aerospace Power
Vo l. 25 No . 11 Nov . 2010
文章编号: 1000- 8055( 2010) 11-2599- 07
研究生课程教学大纲
研究生课程教学大纲
（8A类）（2017年版）
南京航空航天大学研究生院
说明
1、课程编号设置 例： 6 A 01 1 001 L 注 ①②③④ ⑤⑥
① 数字 6、7、8，课程级别标识 6 级：硕士生适用课程（环节） 7 级：硕博士生通用课程 8 级：博士生适用课程（环节）
② 大写字母 A、B、C、D，课程类别标识 A 类：必修课程（环节） B 类：选修课程-专业学位课程 C 类：选修课程-实验实践课程 D 类：选修课程-任选课程
32 2 秋
35 7C030007
ARM 嵌入式系统设计与应用技Design and Application Technology
术
of ARM Embedded System
32
2
春
自动化学院 自动化学院 自动化学院
36 7C030008 MATLAB 仿真技术与应用
Matlab Simulation Technology and Applications
16 1 秋
Measurement and Analysis
10 7C010010
电子器件频响特性的测试分析Experiments of Dielectric Parameter
实验
Frequency-Response Property for
16
1
春
Piezoelectric Materials
11 7C010011 光电子技术实验
16 1 春
21 7C010021 随机信号分析的工程应用
Engineering Application of Random Signal Analysis
16
航空发动机涡轮盘-转子-支承系统数字孪生建模方法[发明专利]
![航空发动机涡轮盘-转子-支承系统数字孪生建模方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/31bad7d980c758f5f61fb7360b4c2e3f572725f2.png)
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910702731.3(22)申请日 2019.07.31(71)申请人 西安交通大学地址 710049 陕西省西安市咸宁西路28号(72)发明人 曹宏瑞 苏帅鸣 付洋 乔百杰 陈雪峰 (74)专利代理机构 西安通大专利代理有限责任公司 61200代理人 范巍(51)Int.Cl.G06F 17/50(2006.01)(54)发明名称航空发动机涡轮盘-转子-支承系统数字孪生建模方法(57)摘要本发明公开了一种航空发动机涡轮盘-转子-支承系统数字孪生建模方法，根据涡轮盘-转子-支承系统特征及其初始工况/环境参数以及涡轮盘/转轴/主轴承之间的物理作用关系建立航空发动机涡轮盘-转子-支承系统的数字孪生子模型；建立含有多个子模型的多物理场集成仿真平台，将子模型融合为统一物理模型；建立多物理场集成仿真平台和统一物理模型；将航空发动机轴承的工况/环境参数输入到统一物理模型中，仿真计算结果与经降噪特征提取处理后的实测信号进行对比分析，对统一物理模型进行优化，获得实时同步的航空发动机涡轮盘-转子-支承系统数字孪生模型；能够克服现有建模方法考虑因素过于单一，对运行工况实时改变考虑不足的缺点。
权利要求书2页 说明书4页 附图2页CN 110532625 A 2019.12.03C N 110532625A1.航空发动机涡轮盘-转子-支承系统数字孪生建模方法，其特征在于，包括以下步骤：S1，获取航空发动机涡轮盘-转子-支承系统的特征及其初始工况/环境参数；S2，根据S1得到的特征、初始工况和环境参数以及涡轮盘/转轴/主轴承之间的物理作用关系建立航空发动机涡轮盘-转子-支承系统的数字孪生子模型；S3，对S2所得不同数字孪生子模型之间的协调关系和接口配合进行考虑，建立含有多个子模型的多物理场集成仿真平台，将子模型融合为统一物理模型；S4，监测航空发动机涡轮盘-转子-支承系统在实际运行过程中转轴的振动信号和工况/环境参数；S5，将S4所得的工况/环境参数输入到S3所得的统一物理模型中；然后用所述统一物理模型仿真计算涡轮盘-转子-支承系统中转轴的实时振动信号；S6，对S4所得振动信号进行降噪处理，得到低噪声的实时振动信号；S7，将S5所得仿真计算结果与经过S6降噪所得结果进行对比，计算二者的偏差；S8，根据S7中计算出的偏差，对S3所述统一物理模型的内部参数进行调整和修正，从而获得能够实时同步的航空发动机涡轮盘-转子-支承系统数字孪生模型。
液体火箭发动机一种通用模块化仿真方法
万方数据
第２６卷第２期
液体火箭发动机一种通用模块化仿真方法
１４９
插值数组，在确定了模块的输入输出以及初始化参数 后，通过调用Ｓｉｍｕｌｉｎｋ模块库中的相应计算模块模拟 式（２）～式（６）所表示的功能，即可得如图２所示燃 烧室的Ｓｉｍｕｌｉｎｋ仿真模块。再将该模型封装为子系 统，并编辑封装参数即可得到燃烧室的Ｓｉｍｕｌｉｎｋ仿真 模块。其它模块的建立方法及过程与该模块相同。
上。文献［３，４］基于Ｃ＋＋语言开发的发动机动态特 性仿真软件，在开发与构模时比较复杂。
为了研究一种较为通用的发动机工作过程仿真 软件，本文分析了发动机各组件的数学模型及其仿 真方法，基于Ｓｉｍｕｌｉｎｋ建立发动机各主要组件的仿 真模块，开发了具有通用性的液体火箭发动机工作 过程仿真模块库ＬＲＥＳｉｍ。通过对某发动机起动过程 的仿真计算，结果表明建模过程简单明了，可操作 性强。
（Ｉｎｓｔ．ｏｆ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ ａｎｄ Ｍａｔｅｒｉａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｎａｔｉｏｎａｌ Ｕｎｉｖ．ｏｆ Ｄｅｆｅｎｃｅ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｃｈａｎｇｓｈａ ４１００７３，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ： Ａｃｃｏｒｄｉｎｇ ｔｏ ｍｏｄｕｌｅ ｍｏｄｅｌｉｎｇ ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓ，ｔｈｅ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ ａｎｄ ｔｈｅ ｐａｒｔｓ ｉｎ ａ ｌｉｑｕｉｄ ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ ｒｏｃｋｅｔ ｅｎ—
Ｆｉｇ．２ Ｓｉｍｕｌｉｎｋ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｍｏｄｅｌ ｏｆ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ ｃｈａｍｂｅｒ
Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｔｉｍｅ
Ｓｏｌｖｅｒ ｏｐｔｉｏｎｓ
２．５Ｓ
Ｖａｒｉａｂｌｅ—ｓｔｅｐ ｏｄｅ４５
Ｔａｂｌｅ １ Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｓｏｌｖｅｒ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ｓｅｔｕｐ
液体火箭发动机系统设计仿真与优化
１液体火箭发动机系统设计仿真
发动机各组件的设计已经成为高度专业化的 技术，但是由于发动机的各组件之间以及发动机
Hale Waihona Puke 和运载火箭之间存在着相互作用和相互依赖的关 系，如果不从总体上进行协调，即使最佳的组件也 不能组成最佳的发动机．通过系统设计，使发动机 各组件最大限度地相互适应，从而满足运载火箭
的要求．通过参数平衡模型，建立发动机各组件参
２）压强平衡
Ｐ。＝Ｐ。＋尸。＝Ｐ。＋Ｐ。
（３）
Ｐｆ＝Ｐ。＋Ｐｋ＝Ｐ。＋Ｐｋ
（４）
其中，Ｐ。，Ｐｆ分别为氧化剂泵和燃料泵的泵后压
强；Ｐ。，Ｐ。分别为燃烧室和燃气发生器的压强； Ｐ。，＾分别为氧化剂泵（燃料泵）出口压强至燃
烧室喷注器出口各组件压降之和；尸。，＾分别为 氧化剂泵（燃料泵）出口压强至燃气发生器喷注器 出口各组件压降之和．
尘军
（北京航空动力研究所．北京１０００７６）
摘
要：建立了某液体火箭发动机系统设计的仿真模型与相应的多目标优化模型，
编制了系统仿真程序，并在ｉｓＩＧＨＴ的软件平台上针对不同的优化目标对发动机的设计参数进
行优化．采用了组合优化策略，结台多岛遗传算法和序列二次规划算法分别进行全局寻优和局
部寻优，求得全局最优点．建立了单燃气发生器循环系统的质量模型，在优化过程中考虑了发
３仿真结果与优化分析
根据系统仿真程序，改变设计变量（燃烧室压 强Ｐ。、燃烧室混合比ｒ）的数值，计算各设计目标 值．作出其对于设计变量的变化图形，并分析其相 互关系
在系统仿真的基础上＋由不同的设计目标组
第１期
郑蒋韬等：液体火箭发动机系统设计仿真与优化
４３
成不同的优化方案，改变设计参数的数量，通过组 合优化策略，求出最佳设计参数． ３．１仿真结果分析
有限元对火箭弹发动机壳体建模仿真分析
般 的 问题 ， 选用 ｓ ｈ ｅ ｌ ｌ １ ６ ３ 就 足 够 了 。 实 体 单 元
类型也较多 ， 而且实体单元 也是实际工程中使用 最 多 的单元 类 型 ， 常 用 的实体 单 元类 型有 ｓ ｏ ｌ ｉ ｄ ４ ５ 、 ｓ ｏ ｌ ｉ ｄ ９ ２ 、 ｓ ｏ ｌ ｉ ｄ １ ８ ５ 、 ｓ ｏ ｌ ｉ ｄ １ ８ ７这 几 种 。 其 中 可 以 把
程 中的计 算 量有 至关 重要 的影 响 。 壳 单 元 最好 是 选 用 ｓ ｈ ｅ ｌ ｌ 单元 ， ｓ ｈ ｅ ｌ ｌ 单 元 在 实
图 １ 火箭弹简易三维 图
际工 程应 用 中有 ｓ ｈ ｅ ｌ ｌ １ ６ ３ 、 ｓ ｈ ｅ ｌ ｌ １ ９ ３ 。ｓ ｈ ｅ ｌ ｌ １ ６ ３ 是 四
一
的压强下 ， 发动 机壳体 的强 度是否 符合设 计要 求 。如 果 利用传 统 公式 进行 计算 是 可 以给 出理论 的参 考 数 据 ， 但 是 这样 不 能 更 直 观 的为 壳 体设 计 提供强有力的实验性结果数据 ， 虽然传统的物理 实验 的方 法 可 以得 到 想 要 的结 果 数 据 ， 但 就 目前
一
种 简 易 的火 箭 弹三 维 图。从 图中可 以直 观 的看
出， 火箭弹类似于一个细长的圆筒杆状结构。
本文运用的壳单元和实体单元都有各 自的应 用 范 围 。之 所 以对这 两 种 单 元 进行 比较 ， 是 因为 Ａ Ｎ Ｓ Ｙ Ｓ 仿真软件的计算量是一个困扰现代仿真技 术 的一个 难 题 ， 利用 壳 单 元 可 以 大大 减 小 单元 节 点 的数 目 ， 而 越 少 的节 点 数 目就 意 味着 计 算 量 的 减小 ， 所 以选 择 合适 的单 元类 型 对 Ａ Ｎ Ｓ Ｙ Ｓ 仿 真过
液体火箭推进剂加注模拟仿真系统的设计与实现
液体火箭推进剂加注模拟仿真系统的设计与实现标题：液体火箭推进剂加注模拟仿真系统的设计与实现摘要：本文提出了一种新型的液体火箭推进剂加注模拟仿真系统，利用物理学原理模拟了液体火箭推进剂的加注过程，提供了一种有效的方法来研究和分析液体火箭推进剂加注系统的性能特征。
首先，通过对推进剂加注机构和流量控制部件的详细分析，建立了系统动力学和流体力学模型，并推导了加注时间和管道中液体流动情况的数学表达式。
然后，应用MATLAB/Simulink编程建立了液体火箭推进剂加注仿真模型，最后，通过实验验证方法验证了模拟系统的准确性和可靠性。
关键词：液体火箭；推进剂加注；模拟仿真；系统设计液体火箭推进剂加注模拟仿真系统的最终应用是火箭研发和发射领域，它能够帮助引擎设计者准确的模拟各种补给情形下的火箭发动机性能，从而提高发射效率。
在火箭发动机的设计和研制中，液体火箭推进剂加注模拟仿真系统可以准确地模拟和模拟液体火箭推进剂加注过程，并分析出加注时间和加注管道中的液体流动情况，为其引擎性能提供精准、实时的信息，从而提高整体火箭发动机的效率。
例如，液体火箭推进剂加注模拟仿真系统可以准确地模拟推进剂的实际数量，并根据火箭发动机的压力需求来调整推进剂的加入速率，准确控制不同参数下的推进剂加注过程，使得火箭发动机的喷出量和推力精准可控，从而有效提升火箭发射精度和效率。
此外，液体火箭推进剂加注模拟仿真系统还可以用来模拟多种特殊情况下的火箭加注过程，比如高空、多流体、多组件等，从而更好地了解液体火箭推进剂加注系统的性能特征，并获取有效的优化和改进方案。
此外，液体火箭推进剂加注模拟仿真系统可以用于火箭发动机调试，协助工程师快速发现火箭系统中的问题，解决安全和效率问题，从而大大降低了火箭发射的风险。
总的来说，液体火箭推进剂加注模拟仿真系统可以有效地模拟和分析液体火箭推进剂加注系统的性能特征，并提供了一种非常有效的方法来研究和提高火箭发射的准确度。
液体火箭发动机试验台贮箱增压系统数值仿真
第22卷第1期2007年1月航空动力学报Journal of Aerospace PowerVol.22No.1Jan.2007文章编号:1000-8055(2007)01-0096-06液体火箭发动机试验台贮箱增压系统数值仿真陈 阳1,张振鹏1,瞿 骞2,朱子环2(1.北京航空航天大学宇航学院,北京100083; 2.北京航天试验技术研究所,北京100074)摘 要:在不考虑传热传质的情况下建立了一种简化的贮箱模型,并采用液体火箭发动机试验台气路系统通用模块化建模与仿真软件对容腔放气过程和某试验台贮箱增压系统在发动机点火工作段的增压过程进行了仿真,计算结果与分析解和试验结果获得了较好的一致,验证了软件的有效性和通用性.对两个系统的建模过程表明软件所采用的模块化建模与仿真方法适用于对复杂管网的建模,在液体火箭发动机系统仿真上具有较好的应用前景.对贮箱增压系统的仿真表明,合理设计P ID 控制参数并根据经验预置与额定流量相近的调节阀初始开度,对于提高增压系统起动过程的平稳性有利.关 键 词:航空、航天推进系统;液体火箭发动机;试验台贮箱增压系统;数值仿真;P ID 控制中图分类号:V 434 文献标识码:A收稿日期:2005-12-12;修订日期:2006-05-09作者简介:陈阳(1979-),男,河南漯河人,北京航空航天大学宇航学院博士生,主要从事液体火箭发动机系统动力学与仿真研究.Numerical simulation for tank pressurization system of LRE test -bedCHEN Yang 1,ZH ANG Zhen -peng 1,QU Qian 2,ZHU Z-i huan 2( 1.School of Astr onautics,Beijing U niversity of A ero nautics and Astro nautics,Beijing 100083,China;2.Beijing Institute of Aerospace Testing Technolog y,Beijing 100074,China )Abstract:A simple mo del of propellant tank w as established by neg lecting m ass and heat transfer betw een the pr opellant and pressurant.T hen by employing the modular ization modeling and sim ulation softw are for liquid r ocket engine(LRE)test -bed g as sy stem(LRET-BMM SS -GS),blow dow n of a tank and pressurization of a LO 2tank pr essurizatio n sy stem during engine firing w ere simulated.T he sim ulation r esults ar e in g ood ag reem ent with the analytical solution and test data.Accordingly ,the softw are is validated to be effective and versatile.T he prog ress of m odeling tw o sy stems show s that the m ethod of M M S is suitable for modeling complicated LRE system and can be used to sim ulate all kinds of w orking pro cesses of LRE sy stem.T he simulatio n o f LO 2tank pressurization system indicates that PID control parameters should be set reasonably and the initial opening of pneumatic dia -phragm co ntrol valve should be adjusted to nom inal pressurant mass rate,w hich is effective to improv e stability of pr essurizatio n starting transient.Key words:aerospace propulsion system ;liquid rocket eng ine(LRE);tank pressur izationsystem of LRE test -bed;num erical sim ulation;PID co ntro l液体火箭发动机试验台作为液体火箭发动机热试车与热检验的试验检测平台,为满足液体火箭发动机的各种试验要求,需要在试验台设计阶段、安装调试阶段、热试车阶段开展全面的研究.第1期陈 阳等:液体火箭发动机试验台贮箱增压系统数值仿真数值仿真技术作为试验与理论之外的第三种研究手段,可以缩短研制周期,降低试验费用,并为试验提供指导性建议.当数学模型经过几次修正和检验,证明已能相当精确地描述实际工作过程时,就可用数学方法解决部分试验问题.在仿真模型的建立上,传统的建模方式往往是系统结构与计算程序相关,如果系统结构有所改变,必须深入到计算程序中作出相应修改,模块化的方法[1]很好的解决了这一问题.液体火箭发动机试验台气路系统通用模块化建模与仿真软件LRETBMMSS -GS 就是根据这种思想开发的,然而数值仿真能否用于指导实践取决于软件的有效性与通用性,即软件能否较好地在计算机上重现实际试验台系统的动态工作过程,需要通过与试验数据的对比进行评估.文献[2]采用GFSSP 软件对某推进试验装置的氦气增压系统作了全试车过程仿真,验证了GF -SSP 软件的有效性和通用性.文献[2~4]为了准确计算增压气体的流量以及贮箱内温度、压强的动态过程,考虑了贮箱内低温液体与气体以及流体与管壁之间复杂的传热传质关系,获得了与试验数据符合较好的结果.在推进剂流量已知的情况下,文献[5,6]提出了一种计算增压气体流量的经验公式.本文在不考虑传热传质的情况下建立了一种简化的贮箱模型,借鉴文献[2~4]的计算结果,采用LRETBMMSS -GS 软件对容腔放气过程和某试验台贮箱增压系统在发动机点火工作段的增压过程进行了仿真,并对计算结果进行了评估.1 仿真软件简介LRETBMM SS -GS 采用模块化方法开发,包括数值计算程序和可视化输入输出界面,前者采用Fo rtr an90语言和基于模块子程序调用的程序设计方法编写,后者采用M icro soft Visual C++语言开发.如图1所示为数值计算程序的总体框架,模块子程序库中贮箱为新加模块,其它六个模块数值模型的算法部分在文献[7~9]中已经建立起来,本文对其中的变体积气体容积的能量方程[8]作了修正,考虑了流体的膨胀功.采用该软件可处理由这七个模块所组成的试验台气路系统的通用模块化建模与仿真问题.2 容腔放气算例文献[10]对某容腔放气过程进行了仿真,并通过与等熵过程分析解的比较验证了GFSSP 软件的有效性.采用LRETBMM SS -GS 软件建立的图1 仿真软件数值计算部分的总体框架Fig.1 F ramew ork o f simulatio n soft war enumerical par t数值仿真模型如图2所示,把此系统化为1个气体容积(GVol1)、1段气体管道(GP1)、1个流体源(FS1),图中标出了系统的尺寸和初始状态.图2 容腔放气系统的数值仿真模型F ig.2 N umerical simulatio n mo del oftank blow do wn systemGP1流场网格数划分为8个,如图3所示为仿真结果与分析解的对比,140s 时刻仿真值与分析解相差1%,符合很好.图3 容腔放气系统仿真结果与分析解的对比Fig.3 Comparison o f results by simulation andanalytica l solution97航 空 动 力 学 报第22卷3 试验台贮箱增压系统算例3.1 贮箱简化模型对于低温推进剂贮箱,液面上方气枕压强的变化主要取决于增压气体流入速度、推进剂流出速度以及贮箱内的传热传质作用.本文建模时采用简化的贮箱模型,认为贮箱内气枕的状态是瞬时一致和均匀的,不考虑推进剂和管壁对气枕的传热传质,根据考虑膨胀功的变体积气体容积模型,气枕的模型方程为:图4 液氧贮箱增压系统的数值仿真模型Fig.4 N umer ical simulation model o f LO 2tank pr essurization sy stem连续方程:d Q d t =1VEn _in i=1Q ini (u n A n )i -Q V d Vd t能量方程:d p d t =C V E n _in i=1p in i (u n A n )i -C p V d V d tVar in i =Var a if (u n )i E 0Var if (u n )i <0,Var I {Q ,p }d V d t =Q L d V Q L d t =Q m L Q L式中,n _in 为贮箱入口管道个数,u n 、A n 分别为第i 条管道下游边界网格的速度和截面积,V 为贮箱气枕体积,Q m L 为推进剂流出贮箱的质量流量,Q L 为推进剂密度.对于液氧贮箱,文献[2]试验测得发动机点火时刻气枕初始温度约为140K,随着发动机进入稳态工况,气枕温度近似呈线性上升,100s 时刻约为170K.文献[5,6]给出的计算增压气体流量的经验公式为:Q m =p Ullage ZRT U llage Q m L Q L式中,Z 为贮箱气枕部分气体在压强为p U llage 、温度为T U llage 情况下的压缩系数,R 为气体常数.对于T Ullage 的取值,文献[5]根据以往试验数据建议,液氧贮箱取为180K,液氢贮箱取为140K.3.2 系统数值仿真模型图4为某液体火箭发动机试验台液氧贮箱增压系统的数值仿真模型,模块化建模时把此系统化为24段气体管道(GP1~GP24)、5个气体容积(GVol1~GV ol5,即高压气瓶和4个集气管)、1个贮箱(T ank1)、11个气体阀门(GV1~GV11)、1个气体减压器(GPRR1)、1个气动薄膜调节阀(PDCV1),气体管道流场网格划分为100mm/grid,图中标出了各管道的长度(单位:m)、外径和厚度(单位:mm ),阀门和集气管沿管路走向的长度为2个网格单元.阀门6、8在发动机起动前已经关闭,其对应的流路只用于管路预冷时的增压,气动球阀GV5在火药启动器点火时刻打开(由发出信号到完全打开有一个响应时间),其它阀门常开.氮气瓶体积、贮箱气枕初始体积分别为20.0m 3、1.2m 3.火药启动器点火时刻系统初始状态为:高压氮气瓶-减压器高压腔之间管路为p 1,减压器低压腔-气动球阀GV5上游腔之间管路为p 2,GV5下游腔之后管路为p 3,贮箱之前管路温度为278K,贮箱为140K,减压器操纵腔中输入操纵气压强p 6,调节阀薄膜气室中输入初始控制气压强p (0).贮箱压强给定值0.49MPa,GV5响应时间设为0.21s.参考试验数据,两个算例的参数设置见表1,其中K p 、K i 、K d 、T 为PID 控制参数(比例系数、积分系数、微分系数和采样周期),h(0)为p (0)对应的调节阀初始开度.贮箱出口边界采用试98第1期陈 阳等:液体火箭发动机试验台贮箱增压系统数值仿真表1 液氧贮箱增压系统初始和PID 控制参数设置Table 1 Initialization and PID control parameters of LO 2tank pressurization system算例p 1/M P a p 2/M Pa p 3/M Pa p 6/M Pa K p KiK d T /s p (0)/M Pa h (0)/mm 114 1.7050.467 2.049 1.20.01200.10.0200.002142.0320.4642.42120.050.10.0353.00验测得的时间-流量曲线,即液氧质量流量Q mL 的试验数据.发动机起动程序[11]开始后,在零秒时刻火药启动器点火,此时涡轮泵处于起动阶段,液氧流量较小,约1s 之后,推力室点火,液氧流量突增到额定工况,增压系统工作情况因此可分为两个过程:减压器阀芯开启阶段和贮箱压强在PID 调节作用下向给定值恢复阶段.认为气体管流为一维理想气体绝热流动,管壁摩擦采用准稳态的平均摩擦损失模型,采用经典四级四阶龙格-库塔法对上述动态过程进行数值仿真.3.3 仿真结果及分析图5为贮箱增压系统仿真结果与试验结果的对比.从系统设置情况和图中曲线可知,0s 时刻火药起动器点火,同时PID 调节仪开始工作,气动球阀GV5经过0.21s 后打开,由于在仿真的30s 内贮箱气枕压强始终小于箱压给定值,因此PID 控制积分环节的作用效果始终趋向于使调节阀阀芯开度增大.从图5(a)、(b)、(c)可以看出,算例1由于没有预置调节阀初始开度,在调节仪控制下增大到额定值需要一定的时间,因此减压器低压腔压强有一段约2s 的起动过程,同时贮箱入口增压气体流量也有一个增大过程.由于此时液氧流量较小,贮箱气枕压强在开始的1.4s 内基本维持不变,随着涡轮泵起动至额定工况,液氧流量突增到额定值,气枕体积扩大速度变快,此时增压气体流量尚小,气枕压强开始降低,在调节仪控制下调节阀开度增大速度变快(此时比例环节与积分环节作用效果相同),相应的贮箱入口增压气体流量增大速度也变快,约3.1s 时刻气枕压强开始向给定值恢复.通过与试验曲线的比较,仿真结果很好地预示了这一过程.从图5(d)、(e)、(f)可以看出,算例2由于按照经验预置了调节阀初始开度,减压器开启过程较快,贮箱入口增压气体流量在GV5打开后很快图5 液氧贮箱增压系统数值仿真结果与试验结果的对比Fig.5 Compariso n between simulation and test data o f LO 2tank pr essurization sy stem99航 空 动 力 学 报第22卷地接近额定值,因此贮箱内气枕压强在0.21s 之后的一段时间逐渐增大,在PID 控制比例环节的作用下(此时比例环节与积分环节作用效果相反)调节阀阀芯开度逐渐降低,相应的贮箱入口增压气体流量也逐渐降低,在液氧流量突增到额定值后,约1.57s 时刻气枕压强开始降低,在比例和积分环节共同作用下(此时比例环节与积分环节作用效果相同)调节阀阀芯开度迅速增大,约1.97s 时刻气枕压强又开始增大,此后向给定值0.49MPa 逐渐逼近.试验曲线与仿真曲线都很好地预示了这一过程.两个算例在起动段气枕压强仿真曲线的变化幅度没有试验测量的那样明显,原因有三方面,一是没有考虑传热传质的影响,二是试验数据动态测量方面的因素,三是PID 控制参数的设置与试验时的实际情况有差别.图6为贮箱入口增压气体流量仿真结果与按照文献[5,6]经验公式计算出的增压气体流量之间的对比,对于经验公式中T U llage 的取值,分别采用仿真值和按照文献[5]建议取为180K,相应的计算出两条流量经验曲线.从图6(a)、(b)可以看出,经验公式的计算结果明显高于仿真结果,原因是经验公式采用了气枕体积流量等于推进剂体积流量的假设而未考虑增压气体进入气枕后的温升效应.与此相反,仿真未考虑传热对增压气体能量的消耗而导致气枕温度上升速度过快,从而高估了增压气体在贮箱入口和气液交界面处质量流量的不平衡.实际的流量应该是介于两者之间.图7为减压器GPRR1和调节阀PDCV1阀芯开度的动态仿真曲线.从图7(a)、(b )可以看出,减压器阀芯开度存在振荡.仿真研究发现这与减压器结构尺寸的设置以及各集气管体积的大小有关.增大减压器高、低压腔或增大各集气管体积可以减小振荡幅度,但是最根本的原因是由于试验台选用的减压器流量级别较大(千克级),而试验时工作在小流量工况下.图6 贮箱入口增压气体流量仿真结果与经验公式计算结果的对比Fig.6 Compar ison betw een simulation result o f tank inlet pressur ant mass rateand pr edictio n by experiential formula图7 气体减压器、气动薄膜调节阀阀芯开度仿真结果F ig.7 Simulation r esults o f valve core o pening fo rG PRR1and PDCV 1100第1期陈阳等:液体火箭发动机试验台贮箱增压系统数值仿真4结论通过采用LRET BM M SS-GS软件对容腔放气过程和某试验台贮箱增压系统在发动机点火工作段增压过程进行的仿真,得出如下结论:(1)计算结果与分析解或试验结果获得了较好的一致,验证了软件的有效性和通用性.(2)对两个系统的建模过程表明软件所采用的模块化建模与仿真方法适用于对复杂管网的建模,在液体火箭发动机系统仿真上具有较好的应用前景.(3)对贮箱增压系统的仿真表明,合理设计PID控制参数并根据经验预置与额定流量相近的调节阀初始开度,对于提高增压系统起动过程的平稳性有利.(4)贮箱增压系统的箱压试验曲线在起动段波动幅度比仿真值大,数值仿真未能揭示出其原因,需要建立更为准确的低温推进剂贮箱模型以考虑传热传质作用对气枕压强的影响,同时需要考虑试验测量方面的因素.(5)贮箱增压系统所用减压器、气动薄膜调节阀阀芯处的流量是进出口压强比、阀芯开度和流量系数的函数.在进出口压强、额定流量一定的情况下,阀芯开度取决于流量系数的取值.由于缺乏这两个组件的节流特性试验数据,仿真时节流处的流量系数按工程经验取值.然而实际的流量系数与阀芯开度、节流状态以及气体物性有关,如果要进一步提高仿真的准确性,需要开展系统相关组件的特性试验.参考文献:[1]张育林,刘昆,程谋森.液体火箭发动机动力学理论与应用[M].北京:科学出版社,2005.[2]H olt K,M ajumdar A.Numerical modeling and test datacomparison of propulsion test article helium pr ess urization S ystem[R].AIAA2000-3719.[3]M aju mdar A,Steadman T.Numerical modeling of pressur-ization of a propellant tank.AIAA99-0879.[4]Zilliac G,Karabeyoglu M A.M odeling of propellant tankpress urization.AIAA2005-3549.[5]瞿骞.高压、小气枕低温贮箱智能增压技术[J].低温工程,2005,(5):22-25.QU Qian.An intelligence pressuriz ation technology of high press ure an d small u llage at low tem perature tank[J].C ryo-genics,2005,(5):22-25.[6]郭霄峰主编.液体火箭发动机试验[M].北京:宇航出版社,1990:284-286.[7]陈阳,高芳,张振鹏,等.液体火箭发动机试验台贮箱增压系统模块化仿真[J].航空动力学报,2005,20(2):339-344.CH EN Yang,GAO Fang,ZH ANG Zh enpeng,et al.M odu-lar simulation for tank p ress urization sys tem of LRE test-b ed[J].J ou rnal of A erospace Pow er,2005,20(2):339-344.[8]陈阳,高芳,张黎辉,等.减压器动态仿真的有限体积模型[J].推进技术,2006,27(1):9-14.CH EN Yan g,GAO Fang,ZHANG Lih ui,et al.Finite vol-um e model for numerical simu lation on dynamic process of press ure reducing regulator[J].J ou rnal of Propulsion T ech-nology,2006,27(1):9-14.[9]陈阳,高芳,张振鹏,等.气动薄膜调节阀控制系统工作过程的动态仿真[A].第五届液体火箭推进专业委员会第一次会议论文集[C],三亚:中国宇航学会,2005:316-324. [10]M aju mdar A,Bailey J W,Sch allhorn P,et al.A gen eralizedfluid sys tem simu lation program to model flow distrib ution in fluid netw ork s[R].AIAA98-3682.[11]陈新华主编.运载火箭推进系统[M].北京:国防工业出版社,2002.101。
涡轮气动力仿真分析和试验研究
涡轮气动力仿真分析和试验研究于国斌1,俞光伟2【摘要】摘要：为研究涡轮喉径、进气间隙等因素对涡轮性能的影响,验证仿真计算和真实试验的差异,提出一套涡轮效率的计算方法,并借助仿真软件对其流场的空气动力学特性进行数值模拟和分析。
与实物试验结果进行了比对。
研究结果表明:仿真计算与实物试验的结果较为吻合。
冲击式涡轮启动瞬态的流场较为复杂,进气角是影响涡轮启动效率的关键因素；减小涡轮间隙、选择与流量匹配的进气喉径均可有效提高涡轮效率。
【期刊名称】兵工学报【年(卷),期】2014(035)012【总页数】8【关键词】动力机械工程；涡轮；空气动力；仿真计算0 引言涡轮因其比功率大、独立性好等特点[1-3],被美、俄等国广泛应用于航天飞机、战略导弹、军用飞机等武器装备的动力和控制系统。
涡轮技术水平成为影响武器装备性能的重要因素。
涡轮气动性能研究方法按照其发展轨迹可分为一维经验方法、二维半经验方法、三维方法、时均方法以及非定常方法等。
三维方法是当今涡轮流体机械设计的主要手段,它结合了Denton[4]、Ni[5]采用的掺混界面方法实现了多排流动模拟;Adamczyk[6]提出的通道平均流动模型,得到了涡轮无差别时均流动的精确方程,但过于复杂而不利于推广;大量使用多叶片排非定常流动的时间精确模拟,形成了非定常设计体系,开始用于涡轮新产品的预研工作[7]。
随数字化仿真技术快速发展,利用计算流体力学(CFD)软件的模拟仿真和优化设计已成为当前最高效经济的研究手段,其关键技术主要体现在网格生成、空间离散方法以及湍流模型选择上[8-10]。
本文从探索对涡轮性能的影响因素角度出发,针对高速冲击式涡轮泵提出基于有限体积方法和k-ε湍流模型的设计体系,研究了涡轮进气喉径、进气绝对角、进气间隙等因素与涡轮性能的关系,并通过实物试验对仿真结果进行了验证,探索研究了超高速冲击式涡轮的基本空气动力学特性。
1 原理及数值计算1.1 涡轮工作原理高速冲击式涡轮泵工作原理是利用高压燃气通过拉瓦尔喷嘴加速到超音速状态后,进入涡轮腔推动涡轮叶片做功。
液体火箭发动机音叉式涡轮叶盘振动特性研究
ameter vibration
1引言
液体火箭发动机中，涡轮在燃气驱动下旋转作 功，为泵部分提供动力。大多数涡轮叶盘工作在高
( 3)
这两个行波的频率均与原振动相同，振幅为原
振动的一半。式中是振幅，是半径r的函数。0
是盘上的位置角，"是节径数2是轮盘的固有频率"
是时间。
对于旋转轮盘，行波的绝对速度应叠加上轮盘
的角速度，两行波的速度不再相等，与转速同向的为
前行波，相反的为后行波。当一个振型转过时，从静
坐标上可测到前、后行波振动的振动频率，盘前、后
二节径振动是故障产生的主要原因。
关键词：液体火箭发动机；整体叶盘；音叉式涡轮转子；振动特性；节径型振动
中图分类号：V231.1
文献标识码：A
文章编号：1001-4055 (2021) 07-1636-07
DOI： 10.13675/ki. tjjs. 200636
Vibration Characteristics of Tuning Fork Turbine Blisk of Liquid Rocket Engine
行波的频率分别为和拆。拆和久可写成
= fa +
=人-nN
(4)
式中办为盘的固有频率，TV为盘的转速(1/s)。需
要说明的是，工作状态下压气机、涡轮等旋转机械轮
盘的一个行波振动可能在气流的耦合作用逐渐衰
减，故实际工程中两个行波常常单独出现"-讪 ，这种
液体火箭发动机热力组件动力学模型
液体火箭发动机热力组件动力学模型
刘上;刘红军;陈宏玉
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2012(033)010
【摘要】为了评判不同假设条件下得出的几种热力组件动力学模型的特点和适用范围,对其频率特性进行分析,并探讨了主要参数的影响规律.对于双组元非等温燃气流,在低频范围内采用考虑熵波效应的绝热流动模型更加精确.燃烧温度与混合比关系的无量纲斜率值越大,推进剂流量波动产生的熵波影响越明显.通过在分布参数流动模型中添加指数衰减率来表示熵波随频率的增大而耗散.改进的声学模型形式简单,既能在低频范围内描述熵波,又能在高频范围表征熵波的耗散,可以在很宽的频率范围内合理地描述燃气流动的动态特性.
【总页数】7页(P1512-1518)
【作者】刘上;刘红军;陈宏玉
【作者单位】西安航天动力研究所,西安710100;西安航天动力研究所,西安710100;西安航天动力研究所,西安710100
【正文语种】中文
【中图分类】V434
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基于ARVM模型的液体火箭发动机试验台
基于ARVM模型的液体火箭发动机试验台
马军强;陈文丽;杨思锋;孙树江
【期刊名称】《宇航计测技术》
【年(卷),期】2017(037)002
【摘要】针对液体火箭发动机试验台故障子样少,故障预测精度低,故障维修保障困难等问题,在分析标准RVM优缺点的基础之上,提出了一种自适应能力较强的故障预测模型——ARVM(Adaptive Relevance Vector Machine).为测试该模型,以某型轨控发动机高空模拟试验台管路流量、燃烧室压力为输入参量对推力矢量进行了预测,预测结果表明,ARVM方法能够有效跟踪推力矢量参数的变化趋势,并且获得了较高的预测精度和模型稀疏性.该方法对于复杂系统的故障预测和维修保障具有一定的理论价值和工程应用意义.
【总页数】6页(P30-35)
【作者】马军强;陈文丽;杨思锋;孙树江
【作者单位】北京航天试验技术研究所,北京 100074;北京航天试验技术研究所,北京 100074;北京航天试验技术研究所,北京 100074;北京航天试验技术研究所,北京100074
【正文语种】中文
【中图分类】V434
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液体火箭增压输送系统动态特性仿真与分析
表２．２氢的温度方程拟合系数………………………………………………………１９ 表２．３氧的内能方程拟合系数……………：…………………………………………２０ 表２．４氧的温度方程拟合系数………………………………………………………．２０
表２．５不锈钢的比热和导热系数……………………………………………………。２２ 表２．６ 比热容拟合公式的系数………………………………………………………２４
主题词：增压输送系统，ＡＭＥＳｉｍ，分布参数动态特性，模块化建模与仿真
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国防科学技术大学研究生院硕士学位论文
ＡＢＳＴＰＡＣＴ
Ａｃｃｏｒｄｉｎｇ ｔｏ ｔｈｅ ｍｅｔｈｏｄｏｌｏｇｙ ｏｆ ｍｏｄｕｌａｒｉｚａｔｉｏｎ ｍｏｄｅｌｉｎｇ ａｎｄ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ，ｔｈｅ
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最后对液氢、液氧贮箱增压系统进行方案设计，建立了两种气瓶贮气式增压 方案和一种汽化自生增压方案的仿真模型，对系统整个工作过程进行了仿真，所 建立的仿真模型能够较好地反映增压输送系统的工作过程。重点研究了液氢、液
氧贮箱流场的流动和热分层、贮箱内壁面热分层等分布参数特性，以及贮箱内壁 面初始温度对系统增压的影响。研究结果表明，贮箱气体部分分层明显，液体部 分不明显，贮箱内壁面对增压气体的冷却作用明显，研究中不能忽略。
Ｆｉｎａｌｌｙ，ｏｎ ｔｈｅ ｌｉｑｕｉｄ ｈｙｄｒｏｇｅｎ ａｎｄ ｌｉｑｕｉｄ ｏｘｙｇｅｎ ｔａｎｋｓ ｐｒｅｓｓｕｒｉｚａｔｉｏｎ ｆｅｅｄ ｓｙｓｔｅｍ
ｄｅｓｉｇｎ，ｔｗｏ
ｋｉｎｄｓ ｏｆ ｇａｓ—ｐｒｅｓｓｕｒｉｚｅｄ ｓｙｓｔｅｍｓ ｗｉｔｈ ｇａｓ ｃｙｌｉｎｄｅｒｓ ａｎｄ
氨解离度对无水肼ATR发动机性能影响研究
氨解离度对无水肼ATR发动机性能影响研究张留欢;马化杰;周建平;南向谊;李光熙【摘要】基于无水肼ATR发动机,开展了氨解离度对涡轮前燃气及发动机总体性能的影响研究,对不同氨解离度时无水肼ATR发动机性能进行计算对比.结果显示,随着氨解离度x升高,无水肼分解燃气温度降低,H2、N2在分解混合气中的质量百分比升高,燃气比热比、气体常数数值升高;在地面状态同一转速下,x越小,发动机比冲越高.在100％物理转速时,x=0.29对应的发动机比冲最高且为808 s,无水肼流量为0.999 kg/s,较x=0.8发动机比冲提高最大约7.3％,无水肼流量减小约7.33％;同一高空条件100％转速下,x越小,发动机比冲越高.在22 km/3.5Ma条件下,x=0.29较x=0.8发动机比冲提高最大约14.6％,无水肼流量减小约8.2％.在同一ATR发动机、同一转速下,氨解离度越低,涡轮等熵功越大,无水肼流量越小,发动机比冲越高.【期刊名称】《火箭推进》【年(卷),期】2019(045)002【总页数】5页(P16-19,52)【关键词】无水肼;ATR发动机;氨解离度【作者】张留欢;马化杰;周建平;南向谊;李光熙【作者单位】西安航天动力研究所,陕西西安710100;西安航天动力研究所,陕西西安710100;西安航天动力研究所,陕西西安710100;西安航天动力研究所,陕西西安710100;西安航天动力研究所,陕西西安710100【正文语种】中文【中图分类】V4390 引言空气涡轮火箭发动机是一种新型组合循环发动机，其将火箭发动机和航空发动机有机融合[1-2]，采用独立火箭发动机产生高温高压燃气直接驱动涡轮带动压气机工作，实现了压气机空气路与涡轮燃气路的热力参数解耦，发动机飞行速域宽，加速性能优，可作为水平起降组合动力高超声速飞机低速段动力装置。
美国、日本[3-7]从上世纪80年代开始进行了多种ATR发动机总体方案设计和试验研究。