考虑导热对流和辐射作用的轴对称收扩喷管壁温计算

基于N-S方程求解了包括引射流、加力燃烧室在内的轴对称收扩喷管内外流一体化的流场,建立了考虑导热、对流换热和辐射换热作用的轴对称收扩喷管各层壁温分布的计算模型,包括隔热屏、喷管简体、外调节片三层结构.对某航空发动机进行了多工况计算,燃气的物性随压力、温度和油气比的变化采用了一系列精度较高的计算公式和计算方法.计算结果表明:基于密度求解器求解包含引射流在内的轴对称收扩喷管内外流一体化的跨声速流场是成功的.隔热屏和收扩喷管筒体沿流向温度逐渐升高,喷管筒体壁温在喉部达到最大,在扩张段逐渐降低;收扩喷管外调节片壁温与收扩喷管简体的壁温变化规律相同,但是壁温最大值则位于喉部前某一位置.计算结果与经过试验验证程序的结果符合良好.      

多种气膜冷却形式下轴对称矢量喷管壁温计算研究

航空发动机矢量喷管的冷却结构设计是研究矢量推进技术应用的关键问题之一。针对某偏转20°轴对称矢量喷管隔热屏采用的十种气膜冷却结构,建立基于壁面传热的热平衡方程,采用牛顿-拉斐尔森迭代法得出十种冷却结构下壁面及隔热屏的温度。其中气膜冷却采用有效温比经验公式计算,燃气辐射采用封闭腔净辐射分析法计算,并把本文计算的壁温与文献结果进行对比分析。结果表明:隔热屏对喷管收敛段有很好的冷却作用,采用气膜冷却可显著降低其温度;相对于受隔热屏保护的收敛段而言,喷管扩张段的受热形势较为严峻,温度更高,其冷却有待加强。     

轴对称矢量喷管的气膜冷却及红外辐射耦合计算分析

为考察喷管壁面气膜冷却以及红外辐射特性对高性能航空发动机壁温分布的影响,对燃气红外波带的光谱特性采用窄波段模型计算,对壁面-燃气辐射采用封闭腔模型计算,对喷管收敛段的气膜冷却采用绝热温比计算。对于包含喷管壁面、隔热屏、套筒的多层结构传热建立壁温-热流耦合的热平衡方程,用Newt on-Raphson求解得到喷管及内外结构的壁温。对NASA TN D-1988中试验台架发动机喷管扩张段的气膜冷却及壁温进行验证计算,并详细计算了收敛段采用多排缝槽气膜冷却的轴对称矢量喷管。结果表明:气膜冷却有效降低了喷管收敛段的壁温,使得喷管扩张段成为受热严峻的部位;扩张段偏转改变了扩张段壁面温度和红外辐射的圆周分布,沿偏转方向的壁温和红外辐射都明显低于偏转反方向的,2个方向上的平均壁温相差约4.8%,喷管在后半球的辐射沿偏转方向增强。数值模拟结果与试验测量值吻合良好,可用于发动机喷管壁温分布精确计算。     

喷管超音段壁面排气引射冷却方案气动特性研究

在常温条件下,对3种轴对称收扩喷管超音段壁面排气引射冷却方案(缝隙式气膜冷却、离散孔式气膜冷却和冲击—气膜组合式冷却)的气动特性进行了试验研究,得到了不同冷却方案的推力系数、壁面压力分布和抽吸特性以及冷却气流量对这些性能的影响。试验结果表明:与常规轴对称收扩喷管相比,采用排气引射冷却的喷管具有更好的推力特性,3种喷管的抽吸特性都优于轴对称基准喷管。      

隔热屏位置对矢量喷管红外特征影响

建立了包括加力燃烧室隔热屏在内的轴对称矢量喷管内外流一体化流场计算模型,重点研究了某涡扇发动机隔热屏位置对矢量喷管扩张段壁温及通过矢量喷管喷口发射的红外辐射强度的影响.结果表明:基于密度求解器求解包含隔热屏在内的矢量喷管内外流一体化的跨声速流场、温度场和质量分数场是成功的;随着隔热屏覆盖喷管收敛段的长度增加,喷管扩张段壁温呈现出先下降而后上升的规律,存在一个最佳的隔热屏位置.最后利用作者提出的离散净辐射法,编制程序计算得到了隔热屏位置对通过喷管喷口发射的红外辐射强度的影响规律.      

喷管超声段壁面冷却热态试验研究

在高温条件下，对三种轴对称收－扩喷管超声段壁面排气引射冷却方案（缝隙式气膜冷却、离散孔气膜冷却和冲击－气膜组合冷却）进行了试验研究。得到了不同冷却方案的壁面压力分布、壁面温度分布和红外辐射特性，以及冷却气流量对这些性能的影响。结果表明：采用排气引射冷却技术可以大幅度降低喷管的壁温和红外信号特征，其中缝隙式气膜冷却的应用前景最好，离散孔式气膜冷却值得深入研究，冲击－气膜组合冷却不适合作为喷管排气引射冷却的基本方案。     

加力隔热屏及中心锥冷却对二元收扩排气系统红外抑制效果数值分析

针对涡扇发动机二元收扩(2D C-D)排气系统,数值探究了加力隔热屏与中心锥气膜冷却对热部件温度的影响,并揭示了冷却措施对排气系统的红外抑制作用以及随之引起的推力系数变化。结果表明：对加力隔热屏开气膜孔可有效降低隔热屏温度,其峰值最大降低10.3%,且加力隔热屏结构、气膜孔倾角不同均会影响内外涵流量分配;加力隔热屏气膜冷却主要抑制30°～75°的红外辐射,辐射强度可降低8%～25%,但同时推力系数最高降低5.3×10^-3。对加力隔热屏与中心锥采取联合气膜冷却后,中心锥表面温度明显降低,0°～10°的红外抑制作用效果显著,辐射强度降幅最高达31.3%,随之引起的推力系数损失不超过3.0×10^-3。     

高速热喷流条件下二元收扩喷管扩张段壁面冷却的初步试验研究

在高速热喷流条件下 ,对二元收扩喷管超音段壁面的冷却进行了初步试验研究。采用的冷却方案共有3种 ,分别是缝隙式、离散孔式和波纹板式气膜冷却方案。得到了各冷却方案喷管的壁面压力分布、壁温分布和红外辐射特性。结果表明 :冷却气流对喷管壁面压力分布影响较大 ,不同冷却结构的壁面压力分布特点不同。通过冷却 ,各喷管的壁温和红外辐射强度明显降低。其中缝隙式气膜冷却和波纹板式气膜冷却冷却结构的冷却效果比较好     

加力燃烧室隔热屏换热的试验研究

在二元模型燃烧试验设备上,采用红外热像仪对三种隔热屏在不同种工况下的壁温进行了测定,并研究了加力燃室内燃气温度、冷却气温度和加力筒体壁温沿轴向变化的规律,得到了隔热屏壁面与冷却气膜间换热的半经验公式。     

矢量喷管壁温分布的数值计算研究

计算了矢量喷管的对流和辐射换热及壁温的二维分布,考虑了对各热部件采用相应的冷却方式,比较了不同的气膜冷却模型对喷管扩张调节片的冷却效果,计算喷管的辐射换热时分光谱进行,考虑喷管内燃气参数的三维分布,编制了对轴对称矢量喷管、圆转方二元矢量喷管、球面过渡段矢量喷管在加力与非加力状态下均适用的计算程序,并给出了几个算例的计算结果。结果表明:偏转矢量喷管的壁温沿周向有明显变化,沿偏转方向的壁温较低,相反方向的壁温较高。      

光纤陀螺温度建模与补偿方法分析

通过光纤陀螺温度试验,分析了光纤陀螺的温度特性;理论上阐述了各项温度因素对光纤陀螺零偏的影响,并采用逐步回归分析的方法建立光纤陀螺零偏的温度数学模型。通过试验验证,采用该模型对光纤陀螺进行温度漂移的补偿,可以有效提高光纤陀螺的测量精度。     

地面停放飞机局部温度环境研究

确定地面停放飞机局部温度环境的变化规律是编制飞机结构局部环境谱和解决传感器"温漂"问题的关键工作。为此,开展了地面停放飞机局部温度实测工作,对不同舱室的温度变化规律进行了分析;基于模糊聚类的方法,根据局部温度的差异将飞机舱室划分为3类;选取结构系数和日照系数为关键参数,研究了环境温度对局部温度的影响规律;以百叶箱温度为自变量,建立了飞机局部温度模型;并通过统计方法确定了3类舱室温度模型关键参数的取值范围。研究结果表明:同一密闭状态下的不同飞机舱室可以有较大的温度差异;影响舱室温度的主要因素有日照、降雨以及舱室的结构形式和位置;实测温度与模型预测温度的对比证实了模型具有较高的精度。     

某型号激光陀螺温度补偿技术的应用研究

温度是影响激光陀螺输出漂移的主要因素之一.在高精度的激光捷联惯导系统中,建立激光陀螺的温度误差模型具有十分重要的意义.在大量实验的基础上,研究了激光陀螺在不同环境温度下的漂移特性,提出了一种将静态温度模型与动态温度模型分开建模的方法.环境适应性实验验证该方法建立的温度补偿模型对于缓变温度环境与快速温变环境均适用.最后通过实际导航实验验证了该模型具有工程实用性.     

航空发动机燃烧室出口温度场稳定性的研究

本文概述了航空发动机燃烧室出口温度场研究的重要性；简明介绍了出口温度分布的评定指标。就某机燃烧室的出口温度场数据，用统计分析方法进行了径向、周向、热区、温度分布系数的研究，得到温场的分布规律。研究表明：余气系数决定平均温度，火焰简进气规律影响沿叶高温度分布．局部扇面叶高分布有一定变化且与进气结构有关。     

电子式差定温探测器的研究

阐述了电子式差定温火灾探测器的工作原理,并对该探测器进行了深入的理论研究,提出了按探测器的不同灵敏度要求进行探测器设计的方法。使用所提出的设计方法,进行了原理样机的设计、实现和调试。原理洋机的研制成功,证明了用该设计方法进行电子式差定温探测器设计与调试的简便性、实用性和可靠性。     

RTS-20A便携式低温恒温槽

介绍了一种便携式低温恒温槽的工作原理及组成结构，并给出了试验数据。     

高温气流温度传感器测温偏差关键影响因素分析

为建立航空发动机高温气流温度传感器的数学模型,并给出其典型推荐结构,对高温气流温度传感器在热校准风洞上进行校准,得到不同温度传感器在不同工况条件下的测温偏差,并针对屏蔽罩长径比、冷却介质量、偶丝材料、传感器结构、外壳冷却方式以及偶丝倾角等关键影响因素,对其影响机理进行分析,得到了温度传感器测温偏差的影响规律。结果表明,采用大长径比、单屏蔽、干烧式结构,增大偶丝倾角,采用低导热系数的偶丝材料、以及减少冷却介质量,均可减小温度传感器的测温偏差,当长径比≥5时,温度传感器在1300℃以下的相对测温偏差不超过2.2%。     

进气道温度畸变问题的研究

重点研究稳态温度畸变对发动机稳定工作的影响。温度畸变分为周向温度畸变和径向温度畸变两种情况。温度畸变将使发动机喘振裕度降低。情况严重时可使发动机工作不稳定,或发动机熄火,从而危及飞行安全。本文半给出进气道温度畸变和稳定性因子的确定方法,作为进气道／发动机匹配研究的基础。     

基于AFSA的加速度计温度误差建模及参数辨识技术研究

减小温度变化对石英挠性加速度计输出的稳定性的影响,对提高惯性导航系统的精度有十分重要的意义。在建立石英挠性加速度计静态温度模型的基础上,采用AFSA对模型参数进行寻优,并给出了详细的建模步骤。结果分析表明,人工鱼群算法能够准确,快速的寻到模型参数。根据所建立的温度模型对加速度计输出进行补偿,加速度计的温度特性有了明显的改善。     

六点炉温追踪仪在涂装线上的应用

六点炉温追踪仪（ＢＹＫＯ－ＴＲＡＣＫ）能准确、科学的测试各种不同结构烘房的温度曲线。本文介绍了该仪器在烘房的工艺设计、工件烘烤质量及涂料选材等方面的应用。