高空模拟试车台空气加温炉改造方案研究

以高空模拟试车台空气加温炉为研究对象,利用数值模拟方法对加温炉燃烧特性、出口空气温度等进行了计算和分析.结果表明:现有空气加温炉由于采用自然进气方式,热能利用率仅为0.2左右.在此基础上,结合高空模拟试车台改造要求,对该加温炉改造方案进行了重点研究.改用三台燃烧器方案后,可有效提高加温管出口空气温度的均匀性,温差基本控制在8K内；合理选择燃烧器安装位置及炉壁辐射参数,加温炉的热能利用率可达0.4以上.     

带双扰流器喷雾装置的燃烧室出口温度场试验研究

本采用装有小流量双径向扰流器混合杯式喷雾装置的二元矩形试验燃烧室，在常压及进口空气不加温条件下工作燃烧试验，研究了不同的双扰喷雾装置对燃烧室的出口温度分布质量的影响。试验经果表明：正确设计的双扰喷雾装置将明显改善燃烧室出口温度分布质量。这对我国新型航空发动机燃烧室的研制以及三大部件中短环形燃烧室的研制都有直接的现实意义。     

带双扰流器喷雾装置的燃烧室出口温度场试验研究

本文采用装有3只小流量双径向扰流器混合杯式喷雾装置的二元矩形试验燃烧室,在常压和进口空气不加温条件下作燃烧试验,研究了不同的双扰喷雾装置对燃烧室的出口温度分布质量的影响。试验表明:正确设计的双扰喷雾装置相对于离心喷嘴将明显改善燃烧室出口温度分布质量;第一扰流器流量应小于第二扰流器流量;第二导流筒长度不应妨碍中心离心喷嘴油雾锥形成;相邻喷雾装置中气流旋向应相同。这对我国三大部件中短环形燃烧室研制有参考价值。     

发动机环形燃烧室点火过程可视化实验研究

为有效捕捉环形燃烧室中火焰传播规律明晰其点火联焰机理,在浙江大学TurboCombo实验平台上,借助高速相机记录燃烧室整个点火过程,开展可视化实验研究。本文主要介绍了三种构型下(直喷环形燃烧室、斜喷环形燃烧室、带涡轮导叶的直喷环形燃烧室)的点火过程相关机理研究,分析了：火焰传播过程特征；斜流喷嘴引入周向速度分量后所作用周向联焰的过程；涡轮导叶对周向点火过程和周向点火时间的影响。研究表明,高速可视化测量可追踪环形燃烧室中整个点火过程,有助于明晰环形燃烧室点火联焰机理。该项研究有助于APU等航空发动机高空点火性能的分析。     

直八运输型直升机通风加温系统性能验证试飞

本文比较详细完整地论述了直八运输型直升机（简称直升机）通风加温系统性能验证试飞情况，文中给出了主要试飞数据并对其进行了分析，结果表明：直八机通风加温系统工作可靠其性能满足设计要求，试飞方法和测试技术可供其它直升机通风加温系统试飞时参考。但仍需不断完善。     

风挡玻璃加温系统功能试验方法优化设计

简述了风挡玻璃加温系统的工作原理,并结合飞机总装配阶段的生产特点,重点介绍了风挡玻璃加温系统功能试验的方法及其优化设计     

飞机座舱盖串级PID加温控制系统设计

座舱盖加温加载试验台是验证飞机飞行时的气动加温和气动加载是否会引发座舱盖疲劳破坏的最有 效途径之一,但在设计与搭建试验台的过程中,不可避免地会遇到座舱盖表面温度场滞后和超调等问题。在交 流换热给座舱盖加温的背景下,对加温系统进行建模,分别给出串级 PID 调节器和加温控制系统的设计方案, 并对控制效果进行分析。结果表明:本文设计的加温控制系统有效地解决了加温过程中温度场滞后及超调的 问题,且灵敏度较高。     

直-8运输型直升机通风加温系统性能试飞

本文比较详细地介绍了直-8运输型直升机通风加温系统性能验证试飞情况。文中给出了主要试飞数据并对其进行了分析。试飞结果表明:直-8机通风加温系统性能满足设计要求,工作可靠。试飞、测试和数据处理方法可供其它直升机通风加温系统试飞时参考。     

燃烧室构型对旋转爆震波传播特性的影响

为了揭示燃烧室构型对旋转爆震波传播特性的影响，设计了不同结构参数的5个燃烧室，包括环形、空桶形和凹腔形3种燃烧室形式。喷注器采用喷孔-环缝设计，燃料和氧化剂分别为乙烯和富氧空气。在相同的供给条件下，实验研究了燃烧室构型对旋转爆震波传播特性和推进性能的影响。结果表明：空桶形燃烧室稳定爆震模态的工作范围最宽且爆震波最为稳定，但推进性能较差；两个凹腔形燃烧室的工作范围介于燃烧室宽度为19 mm和15 mm的两个环形燃烧室之间，但推进性能略高于宽度为19 mm的环形燃烧室；此外，凹腔形燃烧室的工作范围随凹腔长度的增加而增加。     

空气旋流器对短环形回流燃烧室性能的影响

目前在小发动机领域中,采用环形回流燃烧室作为核心部件几乎已成为普遍的发展趋势,这不仅是因为采用环形回流燃烧室能使其容热强度成倍增加,而且燃烧室的寿命也随着气膜冷却技术的发展和设计、工艺水平的提高而大大延长。此外,还有一个重要的原因是它可以使发动机轴缩短近40%,使发动机总体布局更加合理。怎样在短小的燃烧室内更好地组织燃烧便成了短环形回流燃烧室设计的关键。传统的环形回流燃烧室大部分采用封闭式头部,火焰筒内部气流结构对于目前的火焰筒长度是匹配的。但是新型的高性能小发动机为了缩短低压轴的跨度要求,回流燃烧室的长度更短,对于这样的短环回流燃烧室怎样充分利用燃烧空间,本文作了探讨。试验用的短环形回流燃烧室采用封闭式及带45°扭角和60°扭角的旋流器头部的三种结构方案,对各个试验件性能作了较详细的分析、比较,取得了有用的结果。      

波音757-200型飞机风挡加温系统故障的排除与总结

通过对一起波音757—200型飞机风挡加温系统故障的排除．对该型飞机风挡加温系统的组成及工作原理进行介绍，为类似故障的排除提供了借鉴经验。     

基于声学CT重建航空发动机燃烧室出口温度场的仿真研究

结合声波传感器与计算机断层成像技术,提出一种航空发动机燃烧室环形出口温度场重建的方法.首先确定了航空发动机燃烧室出口处声波速度与温度的数学模型,然后用最小二乘方法对航空发动机燃烧室环形出口温度场进行了重建.仿真结果表明,温度场重建结果的相对平均误差在3%以内,相对最大误差在6%以内,该方法具有测温范围宽,可测得航空发动机燃烧室环形出口截面温度分布等优点.     

某型航空发动机燃烧室出口温度场数值模拟

由于航空发动机燃烧室内复杂的物理化学变化,利用数学模拟的方法来计算其温度场,预测燃烧室出口温度分布,对减小燃烧室研制费用,缩短研制周期具有重要意义.采用fluent软件对某型航空发动机环型燃烧室在不同工作状态下的温度场进行了数值模拟,得到了不同工况下燃烧室的出口温度分布.计算结果能够很好地反应环形燃烧室温度场的特点,对预测环形燃烧室的出口温度分布有一定参考价值.     

某型飞机迎角加温与电传工作状态关系分析

对迎角传感器加温电路的组成和工作原理进行了阐述,解释了"侧向通道无备份"的种类和含义。结合电传系统安装架加温控制逻辑电路,整理和总结了电传系统工作状态与迎角传感器加温状态之间的逻辑关系,进一步分析了由风标加温引起的"侧向通道无备份"故障机理。     

短环形燃烧室90度扇形试验件侧壁对燃烧室性能参数的影响

目前国内外仍普遍采用试验件来研究环形燃烧室的性能。以更缩短研制周期，节约经费。本阐述在用扇形试验件来研究环形燃烧室的性能时，两侧壁对其性能参数的影响，尤其是在计算燃烧室出口温度分布系数时，需要合理地选择扇形段和正确的统计计算方法，才能使扇形件的试验结果具有全环形燃烧室性能的代表性。     

波音737NG飞机大气数据探头自动加温功能测试的替代方法研究

根据波音AMM手册要求,在更换波音737NG飞机上的大气数据系统传感器后,需通过试车测试其自动加温功能。本文研究了波音737NG飞机大气数据系统探头自动加温的工作原理,并提出避免试车的解决方案。     

头部旋涡蒸发管式直径6cm环形燃烧室设计和试验

为提高微型燃烧室性能,提出头部旋涡蒸发管式微型环形燃烧室设计方案.在常温常压下开展了燃烧室冷态和热态性能试验,得到了燃烧室的阻力特性、贫油熄火特性和燃烧效率特性.结果表明:微型燃烧室未进入模化状态;头部旋涡结构对火焰的稳定性能相比直流式环形燃烧室有较大改善,负载参数达到较高水平;燃烧效率达到0.8,燃油驻留时间短是导致燃烧效率偏低的主要因素.头部旋涡结构用于微型燃烧室中显著提高了燃烧室的贫油熄火特性.      

基于随机粒子追踪方法的环形燃烧室点火动态模拟

为了深入研究低排放燃烧室点火联焰规律，在全新的环形模型燃烧室中开展了点火模拟和试验研究。点火模拟采用随机粒子追踪方法，能够基于时均冷态流场的仿真结果快速模拟火焰传播过程。环形燃烧室包含16个中心分级旋流器，仅向预燃级通入丙烷，用于模拟航空发动机低排放燃烧室点火状态下的空气燃油分级。试验采用PIV技术测量3个头部区域流场，利用高速相机拍摄火焰CH*/C2*基团化学发光信号。对多个流量和当量比条件下的联焰过程、联焰时间和传焰速率进行了分析，试验和模拟的结果均表明：环形燃烧室内火焰双向传播，燃烧室内外环流速度差异导致了双向火焰传播速度差，传焰速率随燃烧室湍流速度和当量比的增加而增加。点火模型很好地捕捉了环形燃烧室点火动态，所得传焰速率也符合湍流火焰传播规律，表明该模型具有较强预测能力。     

数值研究涡流器对环形燃烧室燃烧性能的影响

数值研究不同类型涡流器对环形燃烧室流场与性能的影响.采用分区耦合方法分别生成两级轴向、斜切径向及三级轴向涡流器的环形燃烧室的结构化网格,在任意曲线坐标系下对带有扩压器、涡流器、火焰筒和内外环冷却通道的三种环形燃烧室三维两相燃烧整体流场进行计算,气相和液相分别采用Euler与Lagrange法处理,采用多维/经验分析法估算燃烧室性能.计算与实验比较相符表明,可利用本文计算方法预测不同涡流器对燃烧室流场和燃烧室性能的影响.      

新型飞机加温车的设计与研制

本文提出了飞机加温车的原理、方案、设计指标及参数。并对此方案进行了必要的设计验证计算。