3旋流燃烧室头部冷态流场数值计算与试验验证

为了探究单管燃烧室壁面开设光学观察窗与3维倾斜冷却孔对燃烧室冷态头部流场结构的影响规律,利用CFD软件对某型发动机单头部燃烧室结构及简化结构的流场特性进行数值计算,并利用粒子测速仪（PIV）对开设光学观察窗的单管燃烧室头部冷态流场进行了试验验证。结果表明：单管燃烧室冷态流场数值计算结果与PIV测量结果基本相同,验证了数值计算的准确性。燃烧室进口空气流量的增加不影响燃烧室回流区的大小;单管燃烧室壁面冷却孔的布置位置对冷态流场中心回流区几乎无影响;在单管燃烧室水平方向壁面上开设光学观察窗,对水平方向的回流区影响较大,而垂直平面上的回流区几乎不受影响。     

超燃冲压发动机研究回顾与展望

自20世纪50年代以来,航空航天领域把超燃冲压发动机作为高超声速推进系统的一种追求目标,在理论和技术方面矢志不渝地开展了大量研究工作。21世纪初,美国取得了一系列接近实际应用的技术突破,将超燃冲压发动机技术的研究和应用推动至新阶段。简述了超燃冲压发动机工作原理,论述了双模态工作过程、高超声速压缩流动、超声速燃烧、超高温结构与热防护、地面试验与数值模拟等关键技术的难点和新进展,并针对超燃冲压发动机宽速域、可重复和更高马赫数等当前重点技术发展方向,阐述了认识和建议。     

气膜-发散冷却结构冷却效果的实验研究

为了研究气膜-发散组合冷却结构的冷却特征,设计了5种组合冷却结构形式,采用实验的方法对气动参数和几何参数对冷却效率的影响规律开展了研究,结果表明:(1)由于气膜的存在使得发散冷却的起始段冷却效率有很大的提高,极大提高了发散冷却结构的整体冷却效率;(2)随着发散孔纵向间距的增大,发散段整体冷却效率逐渐降低,但对发散冷却起始段的影响不大;(3)发散孔复合角对冷却效率对冷却效率的影响随吹风比的变化而变化,在小吹风比时,45°复合角的冷却效率最高;在吹风比较大时,在发散冷却段的中后部,0°复合角的冷却效率最高。     

液氮喷雾冷却换热特性实验研究

通过搭建液氮喷雾冷却实验台,研究了TG6.5型实心锥喷嘴的喷雾冷却特性,分析了临界点附近的过热度和热流密度以及过热度和换热系数的关系,讨论了喷雾面积和喷雾流量对换热效果的影响。结果表明：在换热过程中,随着热流密度的增加,过热度变化可以分为缓慢增加、明显增加和急剧增加3个阶段,并且区间的分布和换热面积的大小关系密切。受核态沸腾过程中气泡的影响,出现最大换热系数时的过热度要小于达到临界热流密度时的过热度。增加喷雾流量能显著提高换热效果;增大热沉面积会降低单位面积内液滴颗粒冲击的频次和强度,换热效果下降。     

基于多孔介质的发汗冷却特性数值研究

针对航空航天领域日益严峻的热防护需求,采用发汗冷却对受气动加热以及高温燃气侵蚀的热端部件进行热防护的技术方案受到广泛关注.本研究发展了适用于高超声速条件下的多孔介质发汗冷却数值分析方法,对相变发汗冷却数值分析方法进行验证及修正,进而获得具有较高准确度的多孔介质发汗冷却数值计算方法.对相变发汗冷却与外流场进行一体化耦合分...     

桨尖与壁面间隙对涵道螺旋桨气动性能的影响

基于滑移网格模型,通过求解三维非定常N-S方程,分析涵道螺旋桨力学特性和流场分布规律,研究了桨尖与涵道壁面距离,对涵道螺旋桨气动性能的影响.随着桨尖与壁面距离的增大,涵道内桨叶背风面压力逐渐增大,迎风面压力变化不大,使得螺旋桨拉力逐渐增大;涵道内壁面桨盘前低压区压力增大逐渐增大,桨盘后高压区压力逐渐减小,使得涵道附加推...     

可变弯度导叶缝道优化设计及分析

为满足先进航空发动机对进口导叶的需求,对可变弯度导叶缝道形式进行优化设计,利用数值模拟方法对不同工况条件下不同缝道形式可变弯度导叶的性能进行了详细的考察.计算结果表明新型可变弯度导叶总压损失更小,可承受更大的来流马赫数和后叶转角,同时攻角特性也不同.良好的缝道形式使得出口射流的大小和方向更加合理,进而抑制后叶吸力面附面...     

倾斜射流撞壁形成的液膜外形的理论建模

倾斜射流撞击壁面在燃烧室液膜冷却、溅板式喷注器雾化等领域均有广泛应用.为了研究倾斜射流撞壁形成的液膜的基本形态、液膜边界大小,开展理论建模研究.通过建立在液膜边界的守恒方程及液膜在壁面上的厚度及速度分布关联式,形成一套能够求解倾斜射流撞击壁面后液膜形态及边界的理论方法.模型计算结果与文献中的实验结果对比表明,建立的模型...     

射流冷却技术研究

随着电子封装密度的不断提高,液体循环冷却已难以满足部分大功率电子冷却的要求.由于射流冷却的效率大大高于液体循环冷却,目前已成为电子冷却领域的前沿技术.本文对射流冷却基本原理进行了探讨,简述了这一领域的研究发展状况并针对应用提出作者的一些看法.     

高超声速飞行器主动气膜冷却热防护数值仿真研究

为研究高超声速飞行器头部全覆盖保护情况下的气动热分布特征,文章提出一种微孔射流的主动气膜热防护方案,并对射流微孔分布进行优化;通过数值求解N-S方程,得到高超声速飞行器头部的驻点压力及表面、附近温度分布。研究结果表明,在主动气膜冷却热防护下,高超声速飞行器壁面温度可以降到1000 K以下。该方案可为未来高超声速飞行器的外壳设计提供参考。