无源微脉冲射流抑制叶栅气流分离的初步实验

基于一种适用于高负荷压气机的无源微脉冲射流控制技术,在平面叶栅实验平台上开展了低马赫数实验研究,得到了无流动控制时叶栅通道内稳态及动态压力特性.对该分离流场（通道内分离涡主频为478Hz,对应的斯特劳哈尔数Sr约为0.2）进行了无源微脉冲射流控制通道内气流分离的实验研究,并针对148Hz到840Hz频率范围内的无源微脉冲射流控制分离流的效果进行了实验测量分析.实验结果表明:在分离涡主频0.85~1.20频率范围内,控制效果最为明显;相比于开缝吹气等定常射流控制方式,无源微脉冲射流控制方式引气流量小,大幅降低了引气对压力面流动特征及叶栅总体性能的影响.      

一种双流路变几何涡轮基组合循环进气道的设计与仿真

针对涡轮基组合循环(TBCC)发动机宽速域的工作需求,提出了一种外并联双流路的变几何进气道方案.通过转动涡轮和亚燃通道的唇罩前缘,可对进气道的捕获高度进行调节,并可实现模态切换;通过亚燃通道下壁面的多连杆机构,可对进气道的内收缩比进行调节,以实现进气道在宽马赫数范围的高效工作.通过对该进气道进行CFD数值模拟,获得了其流动和工作特性,并与定几何进气道方案进行了对比分析.研究结果表明:该变几何进气道具较宽的工作马赫数范围,且具有良好气动性能.与定几何方案相比,该变几何进气道在来流马赫数Ma为2.5,3.0,4.0时的总压恢复系数分别高出了12.5%,30.2%,133.3%.      

进口速度分布对钝体稳定器贫油点熄火性能的影响研究

为了探究燃烧室不均匀进口速度分布对燃烧性能的影响,采用试验的方法,开展了0.101MPa,700K进口条件下四种进口速度分布对钝体稳定器贫油点熄火性能的影响研究,结合流场特性分析了贫油点熄火性能变化的原因,四种进口速度分布依次为:h/H=0,3/6, 4/6和5/6 (其中h为速度峰值距离通道底部的高度,H为试验通道的高度)。结果表明:整体而言,均匀进口贫油点熄火性能优于非均匀进口。当h/H=3/6时,贫油点熄火性能最差;而当h/H=5/6时,贫油点熄火性能最优。随着h/H由3/6增大到5/6时,贫油点火当量比下降7.39%,贫油熄火当量比下降18.45%。当进口速度分布为h/H=0和3/6时,钝体稳定器下游回流区基本对称;而当h/H=4/6和5/6时,钝体下游回流区不对称,且每个涡出现主副双涡心,存在流体由一个涡心向另一个涡心流动的现象。同时,当进口速度分布由h/H=3/6增大到h/H=5/6时,钝体下游回流区变长,其特征长度Lvc_A增大14.56%,Lvc_B增大50.70%。     

侧风条件下短舱进气道地面涡数值模拟

为了研究起飞状态下进气道地面涡的形成与发展规律,针对缩比的短舱进气道模型进行了3维数值仿真,分析了来流速度和短舱进气道距地面高度对地面涡的影响,得到了地面涡的特点以及对进气道流场品质的影响。研究结果表明:侧风来流速度越低,越容易形成地面涡,随着侧风来流速度的增高,地面涡会消失;短舱进气道距地面高度越低,越容易形成地面涡,地面涡的环量越大;地面涡的形成会增大进气道出口截面的流场畸变程度,短舱进气道距地面高度对畸变的影响很小,畸变主要受侧风来流速度的影响。最后给出了侧风条件下地面涡的分界线方程,可作为是否存在地面涡的判断依据。     

TBCC用轴对称进气道流量控制技术研究

为了满足组合动力进气道在宽马赫数范围内良好工作,开展了组合动力轴对称进气道设计,提出了多种轴对称进气道变几何方案以实现进气道/发动机流量匹配。理论分析及数值模拟研究了各变几何机制的可行性,对比分析各方案优劣。结果表明:外压段溢流、内压段溢流及扩压段溢流均能实现进气道/发动机流量匹配;外压段溢流变几何机制较复杂,其中改变唇罩角度和移动部分中心锥时进气道总压恢复系数较高,且移动部分中心锥时进气道压差阻力较小;内压段溢流各方案变几何机制相对简单,但溢流区域较大,斜激波易导致中心锥表面流动分离。其中采用外罩设置放气孔的形式时,进气道总压恢复系数较高,压差阻力较小;扩压段溢流方案实现简单,溢流区域小,进气道性能较好。      

射流式气动雾化喷嘴雾化性能试验研究

针对1种带出口扩张段的射流式气动雾化喷嘴,将气液比的2个影响因素空气流量及燃油流量分开,通过试验分析了空气流量、燃油流量、气液2相相对速度分别对雾化性能的影响规律。采用相位多普勒激光测试仪测试喷雾下游雾化粒径,通过CCD相机及片光源拍摄其雾化锥角。结果表明:空气流量相比于燃油流量,对该型气动雾化喷嘴的雾化性能影响更大;当气液比一致时,气液2相相对速度越大,雾化粒径越小,雾化锥角越大;当气液比为0~2时,随气液比的增大,雾化锥角逐渐增大,雾化粒径逐渐减小;在气液比趋近于2时,雾化锥角达到最大值,雾化粒径达到最小值;当气液比大于2时,雾化锥角略微减小,雾化粒径基本保持不变。     

串联式TBCC进气道模态转换模拟器设计及其特性分析

为了实现涡轮基组合循环（TBCC）推进系统平稳模态转换过程的模拟,在前期风洞试验研究的基础上对串联式TBCC进气道模态转换模拟器进行重新设计。采用线性化及非对称的思路对该模拟器进行设计并对其特性展开数值仿真研究。结果表明：该模拟器不仅需要模拟发动机工况改变引起的背压变化,而且能通过流通截面面积线性变化,实现两个通道的流量分配。该装置的特点是能保证模态转换过程中每一点的涡轮/冲压通道的总堵塞比不变,使本文所研究的进气道在总堵塞比保持为65%时进行模态转换,结尾激波基本维持在喉道等直段内且进气道出口马赫数基本维持在0.30,流量系数基本为0.45,涡轮/冲压通道流量呈线性变化,与预期目标一致。     

FOD 对TC4 合金扩散焊板材HCF 性能影响

针对外物损伤(FOD)对航空发动机宽弦空心风扇叶片高循环疲劳(HCF)性能的影响,以TC4合金3层扩散焊板件模拟宽弦空心风扇叶片典型冲击部位,采用空气炮法对TC4合金3层扩散焊板进行FOD模拟试验,对冲击角度为25°、40°和80°时的损伤状况进行了宏微观测量;采用逐级加载法对FOD后的扩散焊焊板进行HCF强度试验,获得各条件下扩散焊板件的条件疲劳极限。结果表明:在各冲击条件下,冲击角度为25°时对材料造成的损伤最严重,HCF强度降低幅度最大;FOD不仅会造成材料表面损伤,还会对内部焊缝层造成损伤。在上述因素共同作用下,扩散焊板件FOD后HCF强度显著降低,相应的疲劳缺口系数明显增大。     

塞锥形状和偏转角对轴对称塞式喷管气动性能的影响

塞式喷管是1种具有质量轻、红外隐身效果好等优点的典型喷管.为分析矢量偏转角和塞锥的几何参数对涡扇发动机轴对称塞式矢量喷管排气系统气动特性的影响,采用CFD方法进行了数值模拟研究.结果表明:尾喷流随喷管偏转而有效偏转,推力系数随矢量偏转而减小,在高空状态下较为严重.在地面状态下偏转20°时的推力系数较无矢量偏转时减小了1.2％,在高空状态下偏转20°时的推力系数减小了2.5％;塞锥前体的导圆半径变化没有使气流分离,对气动性能影响不大;塞锥后体长度增加使喷管内部压力提升,塞锥尾缘低压区缩小.     

LPP低污染燃烧室两相喷雾燃烧性能数值研究

采用Fluent软件对贫油预混预蒸发(LPP)低污染燃烧室两相喷雾燃烧流场、温度场和污染排放性能进行数值计算.在副模结构保持不变时,LPP低污染燃烧室头部在相同工况下,数值研究不同的主模旋流角度对燃烧流场、温度场以及污染排放的影响.采用标准的k-ε模型对湍流黏性进行模拟,采用离散相模型对油珠颗粒的运动轨迹进行追踪,采用非预混平衡化学反应模型来模拟化学反应速率.数值计算结果表明:①在LPP低污染燃烧室头部存在明显的中心回流区、角回流区和唇口回流区;②中心回流区外形呈橄榄形状,并且回流区长度都较长,随着主模旋流角度的增大,中心回流区逐渐变胖且变短,角回流区则逐渐变小;③随着主模旋流角度增大,压力损失也随之增大;④热力型NOx生成的速率与燃烧温度超过1950K区域的面积大小和最高的燃气温度有直接的关系,在副模和主模火焰锋面附近,由于燃烧温度高,是热力型NOx的集中分布区域;⑤出口温度分布系数随着主模旋流角度的增加呈现出先减少后增加的趋势,且主模旋流角度为45°(C方案)时出口温度分布系数最小,即C方案的出口温度分布最均匀;⑥在相同的工况下,C方案燃烧性能相对最优.