取样探针流动参数对燃气组分误差影响的数值仿真

燃气组分精准取样是航空发动机燃烧室性能试验分析的关键因素。为了研究燃气取样探针在取样时带来的组分误差及其影响,在取样气体化学反应冻结的基础上,采用组分输运模型结合流固耦合传热的数值仿真方法,构建了3维探针多组分燃气流流动特性求解模型,分析了在不同余气系数下,由取样探针内部流动参数变化引起的燃气组分体积分数误差及其带来的燃烧效率误差影响。结果表明：探针流动参数变化会引起2%以上的相对取样误差。当余气系数为1.14时,CO₂相对取样误差为2.35%,CO相对取样误差为2.34%;当余气系数为2.06时,CO₂相对取样误差为2.04%。在低余气系数环境下取样时,燃气组分取样精度降低,取样误差对燃烧效率误差的影响超过0.1%;随着余气系数的提高,燃气组分取样精度提高,不完全燃烧产物减少,此时取样误差对燃烧效率误差影响可以忽略。     

液体火箭发动机热试车启动中导流锥对燃气管路流动特性影响研究

双推力室液体火箭发动机启动过程中,若出现两支管流量分配不均等现象,极易引起点火失败,造成重大损失。因此,燃气管路分叉处内部流动特性和在分叉处布置导流锥对改善流动特性影响的研究具有重要意义。本文针对某双推力室液体火箭发动机热试车启动过程中的燃气管路,以试验数据作为边界条件,开展了瞬态流动数值仿真研究。结果表明,火箭发动机热试车启动过程中,燃气管路流动呈现出4个典型阶段,分别为点火前的平稳期、点火后的一次上升期、下降期和二次上升期。在启动过程中,无导流锥时,导流罩进口存在预旋回流区、一侧出口存在滞止回流区,导流罩与燃气支管衔接处内侧存在转弯回流区,三者相互作用是造成两支管间压力分布不对称及出口质量流量分配不平衡的主要原因;有导流锥时,预旋回流区被导流锥约束而缩小,滞止回流区消失。有导流锥与无导流锥时相比,在启动过程中约0.2 s与0.6 s时刻,两支管对称测点压差均值分别降低约80.0%与80.0%,两支管出口质量流量差值分别降低约55.0%与80.8%。导流锥有效改善了流动特性,使得两支管压力分布的对称性提高,流量分配平衡性增强。导流锥对双推力室液体火箭发动机稳定性提高有重要作用。     

暂冲式燃气取样系统设计与验证

针对超燃冲压发动机燃烧室综合性能的测试需求,从取样探针、系统管路及附件选型、测控方案等角度设计了一套六点暂冲式燃气取样系统,成功实现了燃气发生器出口2.0 s和发动机燃烧室出口1.4 s取样。分别测量了燃气发生器出口测量截面Ⅰ和发动机燃烧室出口测量截面Ⅱ的O_2、CO、CO_2含量,并采用理论温升法推算燃烧室出口温度约为2 121 K。基于暂冲式燃气取样分析,为评估超燃冲压发动机燃烧室性能提供了新的研究思路。     

超燃冲压发动机燃气取样探针设计与试验验证

燃气取样探针作为超燃冲压发动机燃气分析系统的关键部件,决定了超声速环境中燃气取样的代表性。根据超燃冲压发动机试验条件,基于燃气取样探针理论分析,利用结构设计和流场分析相结合的方式,完成了一支6点取样探针的设计,并在燃气发生器出口超声速环境下开展了校核试验。流场分析表明探针内部结构能够实现化学反应冻结。空气校核试验测量的氧气含量与理论值吻合,偏差小于1%;燃料校核试验测量了燃气发生器出口超声速气流中的氧气、一氧化碳和二氧化碳,其结果在一定程度上反映了燃烧室流场的空间分布。预估燃气发生器的燃烧效率约为83%。     

涡轮级燃气入侵的理论分析及数值模拟

为了分析航空发动机涡轮级中的燃气入侵现象,提出一种研究封严间隙处流动规律的理论方法,并采用全环模型进行了数值模拟。在该理论方法中,动盘旋转、封严冷气、外环主流对流动的影响用三个特征速度来表征;它们的相互作用用速度比来描述。数值模拟结果表明:随着速度比的变化,封严间隙处呈现燃气沿静盘入侵、燃气基本不入侵以及燃气沿动盘入侵等三种流动形式。利用速度比的影响规律,可初步判断封严间隙处的燃气入侵情况以及最小封严冷气流量。     

燃气源复杂通道三维冷流数值模拟

采用两方程RNGκ-ε湍流模型，通过非结构网格上的SIMPLE算法，对某远程火箭弹控制系统燃气源复杂通道内流场进行了冷流数值模拟，获得了通道内各气流参量的三维分布，了解了燃气源内各处特别是控制气流流经的迷宫形多层导热套环结构内的气流流动特性，计算结果与实验结果基本吻合。     

加力燃油管传热特性研究

对高温高压燃气与不同直径燃油管的换热特性进行了研究，获得了平均换热系数、努谢尔特数随燃气温度、速度及管径的变化规律，以及在高温高速燃气条件下外掠单管换热试验关联式。     

燃气轮机轮缘密封气动技术研究进展

为明确轮缘密封技术发展现状及趋势,在相关文献调研基础上,从轮缘密封燃气入侵的预测模型、轮缘密封不稳定流动机制、涡轮轮缘密封燃气入侵特性及流动机理、轮缘密封出流与涡轮主流的相互干扰、涡轮轮缘密封设计及气动性能改进等方面对燃气轮机轮缘密封气动技术的研究进展进行综述.简要总结了轮缘密封流动的常用研究方法与研究结果,并指出未来...     

高性能涡轮工作叶片水流模拟试验

涡轮工作叶片水流模拟试验是燃气涡轮发动机结构设计的一个重要环节。本文介绍了某燃气涡轮发动机高性能涡轮工作叶片内流路的水流模拟试验。试验件为10:1放大型透明有机玻璃模型,介质流动状态为三维。本试验研究摸拟了工作叶片反压试验、冷却内流路流量分配试验、流动显示试验。结果表明,叶片内部的流动特性有助于对以后的热故障分析及修改设计提供参考依据。     

双发飞翼布局保形尾喷管燃气舵概念设计

针对飞翼布局操纵效能低、稳定性差等不足,基于大展弦比双发动机布局飞翼无人机,开展了保形尾喷管燃气舵概念设计,分别设计了一种燃气方向舵与燃气升降舵。结合可靠的计算流体力学(CFD)计算方法,获取了全机纵向和横航向气动特性,并与常规气动舵设计进行了对比。研究表明:燃气方向舵比传统阻力方向舵具有更好的偏航操纵效率,且基本不影响全机升阻特性和俯仰力矩特性;燃气升降舵与内翼段开设升降舵时俯仰操纵效率接近,且在小迎角下具有显著的俯仰操纵效率,带来的附加阻力较小。     

U型管式回热器设计与流动换热性能试验研究

在参考国内外文献资料基础上,利用FORTRAN语言编写回热器流动换热计算程序,完成回热器流阻和换热特性计算。根据计算结果,设计、加工了U型管式回热器试验件。试验研究了燃气冷气流量比、温比、回热器与燃气流向夹角以及回热器套管等参数对回热器流阻换热特性的影响,并将试验结果与计算结果进行对比分析,验证校核了回热器数值计算方法的有效性。研究表明,温比对回热器的换热效率影响较小,流量比和回热器与燃气流向夹角对流阻和换热效率影响很大。     

高空模拟试验舱中燃气流动过程的分析与计算

以一维等熵流动理论为基础,在充分考虑激波效应的情况下,分析了高空模拟试验舱中发动机燃气可能出现的两种流动过程,并计算了燃气流动过程的压力变化曲线,其结果为高空模拟试验舱的结构设计和真空机组的选配提供了参考。     

导弹水下点火的流体动力研究

对轴对称导弹水下点火这一非线性瞬态流动提出以下数学模型及求解方法。水流场假设为理想不可压势流,用边界积分方程法求解;喷管中的燃气流动按准一维非定常无粘完全气体流动处理,用逆步有限差分格式的特征线法求解;喷入水中的燃气流采用简化的等压泡模型,用Euler-Lagrange方法模拟气泡的演化。按照时间步进方法实现了水、气流动和物体运动的数值耦合求解。数值实验结果反映出导弹水下点火时水气流动的一些重要特性。     

膏体燃气发生器启动特性研究

设计了一套膏体燃气发生器,进行了膏体燃气发生器启动试验,包括膏体燃气发生器流量实验,单次和重复启动试验,以研究基于气源供给方式的流量可调膏体燃气发生器启动特性,探索使用黑火药点火和热流挂管余热重复启动方案的可行性及其对内弹道特性的影响。结果表明膏体燃气发生器单次和重复启动效果良好,单次启动试验验证了燃烧室压力受供给流量控制,可实现推力可调,燃烧室工作压力分别为1.2MPa和1.9MPa,重复启动试验验证了重复启动方案的可行性,重复启动间隔8s;由于膏体推进剂剪切稀化的特性导致膏体燃气发生器内弹道曲线呈缓慢向上爬升趋势,点火初期燃速与燃烧室压力匹配过程会出现振荡燃烧现象;膏体推进剂中的气泡以及工作过程中反向传热均对内弹道特性产生影响;膏体燃气发生器燃面位置和燃面大小的控制仍为膏体燃气发生器启动过程中的一系列难点。     

油气比对燃气分析法燃烧效率、气态污染物测试精度的影响

在燃气分析单点测试偏差的基础上,针对燃气轮机、主燃烧室及加力燃烧室目前采用的取样方式的现状,建立了燃气分析法和流量法的油气比偏差对燃烧效率和气态污染物测试精度的影响规律。结果表明:对于采用移位机构进行测量的主燃烧室,流量法和燃气分析法油气比相差在5.1%以内时,说明有足够的测点密度,数据有效,此时的燃烧效率精度优于0.5%;对于加力燃烧室和整机测试,由于取样点不足,油气比偏差较大,燃烧效率的精度还取决于油气比和CO的体积分数。保证足够的取样点密度是燃气分析测试结果具有较高精度的前提。      

航天发射场导流槽综合性能评价指标体系研究

导流槽是航天发射场的重要核心设施,作用是排导火箭发动机产生的高温高压燃气射流。基于计算流体动力学原理,利用理论分析、试验研究和数值仿真方法,开展发动机燃气射流在导流槽内部流动特性以及射流噪声传播和辐射特性等火箭发射环境效应问题研究,对导流槽设计中关心的冲击、烧蚀、通畅性以及喷水冷却系统的效率和噪声防护等问题进行评价,初步建立导流槽优化设计综合性能评价指标,为导流槽综合性能设计提供重要的参考依据。     

高温燃气流风洞非稳态运行过程实验和数值模拟研究

针对热考核用高温燃气流风洞运行过程中的非稳态过程开展研究，采用风洞实验与数值计算相结合的方法研究了风洞整体起动、扩压器背压抬升、关机三种过程中喷管、实验舱和扩压器内瞬态流动特性。实验结果揭示了燃气风洞诸多有趣的瞬态现象，且披露了一手实验数据。而通过数值计算能较好地复现上述瞬态现象；借助数值计算能合理地解释试验现象产生的原因；还能捕捉实验中无法观测到的现象；此外还评估了该风洞扩压器的抗反压裕度在10kPa以上。因此，数值方法是研究大型燃气风洞瞬态流动特性最重要的辅助手段。该研究可为类似风洞运行调试提供借鉴，并为风洞实际运行提供数据支撑。     

带有前缘气膜冷却燃气轮机叶片的气热耦合研究(英文)

使用气热耦合数值计算方法对带有"淋浴喷头"式前缘气膜冷却的C3X燃气轮机叶片进行数值模拟。通过对使用不同湍流模型的计算结果与实验测量值进行对比,使用转捩模型能够比较准确的模拟带有气膜冷却射流的边界层内的流动和传热过程。气膜冷却射流在叶片吸力面上游层流边界层区域内表现出比较明显的三维湍流特性,但在吸力面下游边界层转捩为湍流以后,湍流使得气膜冷却射流与主流燃气掺混过程加速而使其三维流动特性迅速消失;在吸力面由于边界层流动始终为层流状态,冷却射流与主流掺混较缓慢而使其仍能保持较强的三维湍流特性。边界层内由高温燃气与被冷却叶片之间温度差形成的温度梯度有益于增强边界层流动的稳定性。     

加力燃烧室试验燃气分析取样探针设计与验证

为了满足航空发动机加力燃烧室高温低压环境下燃气分析测试对取样探针的应用要求,设计了一种双层冷却腔结构的混合取样探针,采用增材制造技术加工成型,通过试验和数值模拟,对其取样性能进行了验证和分析。研究结果表明：内、外腔分别采用空气和水作为冷却介质,可获得满足标准要求的样气,燃烧性能测试结果满足工程应用需求;探针取样性能与流场环境参数存在较强的线性相关性,其中压力影响最大,采用多元线性最佳子集回归分析方法获得的多个拟合方程拟合偏差最大不超过4%,可用于一定范围内该类探针取样性能的预测;本文采用的取样探针流-固热耦合数值模拟方法可信度较高,各性能参数计算误差在8%以内,可辅助探针流动与换热结构设计。     

固体火箭发动机锥形喷管设计及损失估算

在现代固体火箭发动机的设计中,为了提高推进剂的能量,加了大量的铝粉,铝粉在推进剂中的含量高达20％左右,因而在发动机的燃气流中含有大量液态或固态铝的氧化物微粒(大部分是三氧化二铝)。燃气中微粒的存在,改变了燃气的流动特性。它与纯气体流相比有如下不同: 1.存在两相流及微粒撞击壁面的损失。