航改燃气轮机压力雾化喷嘴对比试验

分别以航空煤油和轻柴油为燃料,对某航改燃气轮机燃油喷嘴的工作特性和雾化质量进行了对比试验研究。结果表明:在供油压力不变时,两种燃料的喷雾锥角与雾化粒径基本一致,但受密度影响,燃料流量有所改变;随着供油压力的增大,两种燃料的雾化粒径减小,当供油压力增大到一定值后,雾化粒径基本不变;主、副油路共同工作时,喷雾锥角和雾化粒径基本与主油路单独工作时的一致。试验结果为该型燃气轮机燃料换烧提供了重要依据。     

液体火箭发动机针栓喷注器雾化燃烧技术研究进展

针栓喷注器具有结构简单、可靠性高、燃烧稳定,可实现深度节流、面关机、机构可按比例缩放、成本低等显著优点,以其为基础的推力调节技术是一种实现液体火箭发动机变推力方案的有效途径,得到了广泛的应用。基于国内外针栓喷注器及针栓式发动机技术的发展现状和应用实例,着重从喷注器雾化性能和发动机燃烧流动问题2个方面进行了分析,在此基础上提出了对喷注器及发动机技术研究方向和研究重点的建议。     

RP-3航空煤油与其模型燃料雾化特性的对比试验

为了获得RP-3航空煤油与其模型燃料的雾化特性,在燃油喷嘴雾化激光测试平台上对相对喷射压力分别为200、400、600、800 kPa时,RP-3航空煤油及由14%正癸烷/10%正十二烷/30%异十六烷/36%甲基环己烷/10%甲苯（摩尔分数）组成的模型燃料的雾化特性（雾化锥角、雾化粒度、油滴速度）进行了试验测试,并完成了两者的对比分析。结果表明:随着相对喷射压力的升高,RP-3航空煤油与其模型燃料的雾化锥角与油滴速度逐渐增大,索太尔平均直径（SMD）逐渐减小;随着离喷嘴出口轴向距离的增加,RP-3航空煤油与其模型燃料的SMD值与油滴速度逐渐减小;在各相对喷射压力下,模型燃料的雾化锥角与油滴速度要略高于RP-3航空煤油,SMD值则要略低;但是,两者之间差异较小,说明该模型燃料的雾化特性与RP-3航空煤油有较高的相似性。      

不同喷口扩张角下离心喷嘴雾化锥角特性研究

为研究扩口式离心喷嘴的雾化锥角特性,对5个不同扩张角度的喷嘴展开了试验与数值计算研究。试验以RP-3航空煤油为工质,采用高速摄影对油雾场进行拍摄,Matlab二值化处理得到雾化锥角;数值计算采用VOF(volume of fluid)方法结合RSM(reynolds stress model)湍流模型。研究表明：随着扩张角的增大,锥角不是单一的变化规律,而是呈先增大后减小的趋势,且不同油压差下锥角峰值及其对应的扩张角有所差异。揭示了随扩张角增大,扩张段内液膜呈现附壁/未附壁两种流动模态。结合试验与理论计算结果分析,发现供油压差增大后,60°扩张角会限制锥角的大小,使锥角峰值出现在90°扩张角处。然后比较100°、120°扩张角的气液两相图,发现扩张段内的射流使附近空气与其同方向运动产生回流区,而回流区与空气核相互作用反过来又影响着射流的偏转幅度,决定液膜未附壁时的锥角值。最后比较发现平口喷嘴的雾化特性决定了两种模态的出现与否,解释了已有研究中规律不一致的原因。     

扩张型面内超声速气流中液体横向射流穿透深度试验研究

面向未来冲压旋转爆震发动机应用,本文设计了带隔离段及等直燃烧室的矩形带扩张型面,开展常温常压吸气式超声速风洞中的液体横向射流试验,借助高速摄影、阴影方法研究来流参数、喷孔参数对喷注雾化穿透深度及液雾扩展效果的影响。研究表明：隔离段到燃烧室的过渡构型在气相流场中产生了较强的膨胀波和压缩波,直接扰动射流的二次雾化,液体射流破碎、雾化和液雾掺混的过程受到影响。总温总压一定时,来流马赫数增大、喷注压降增大均可提高液气动量通量比,从而增大射流穿透深度。同样的穿透深度情况下,利用小喷孔高压降喷注方式可以较为明显地减小激波角度。与增大孔径相比,同样的流量条件下增大射流压降可有效增加穿透深度提升程度,获得更好的液雾掺混效果。     

应用激光相位-多普勒系统测量雾化液滴颗粒和流动特性

在几何光学近似理论的基础上分析了相位多普勒方法的理论模型和相位 粒径特性关系 ,分析了实验应用的光纤型激光相位多普勒系统的原理和组成 ,并应用此系统对雾化喷嘴的流动和颗粒特性进行了测量 ,得到了液滴的二维速度与粒径的相关和统计特性。     

民用机场水泥混凝土道面常用碎石料的野外鉴定方法

现行《民用机场飞行区水泥混凝土道面面层施工技术规范》（MH5006-2002）中规定：道面水泥混凝土粗骨料应采用碎石或机轧砾石，质地应坚硬、耐久、耐磨、洁净，符合规定的级配，最大粒径应不超过40mm。碎石质量应符合表1的技术要求。     

预膜式杆射哨超声波喷嘴雾化特性研究

为了探索超声波喷嘴应用于脉冲爆震发动机的可行性,设计了一种预膜式杆射哨超声波喷嘴,并采用激光粒度仪和高速相机对其雾化特性进行了实验研究,得到了其流量特性、液滴索太尔平均直径SMD和雾化角度。实验结果表明:在满足喷嘴流量的要求下,平均雾化粒径SMD约为20μm,液滴尺寸分布指数N大于2;SMD随油压差的变大而略有增大,随气液比ALR的增加而减小;随着测点距喷嘴出口的距离变大,SMD增大;共振腔距离喷嘴出口15mm时雾化效果最好;喷雾角度随着油压差的增加而增大。     

撞击角对撞击式喷嘴雾化特性影响研究

为了研究液体火箭发动机中撞击式喷嘴的雾化问题,采用CLSVOF(Coupled Level-Set and Volume-of-Fluid Method)方法对撞击式喷嘴的雾化过程进行了数值仿真模拟,重点考察了撞击角对撞击式喷嘴雾化特性的影响。结果表明,通过CLSVOF方法能对射流撞击雾化形态进行较好的捕捉;分析整个雾化区域的液相分布,将射流撞击雾化过程中的液相分布大致分为三个区域:撞击前两股独立射流区域、撞击后形成的液膜区域、液膜破碎后液丝和液滴的生成区域;射流撞击雾化除了气液界面上速度差引起的不稳定之外,还存在由射流湍流或撞击波引起的其它不稳定因素;液膜破碎长度随撞击角的增大而减小,液膜表面上的表面波幅值及液膜破碎程度则随撞击角的增大而增大;射流撞击在撞击点位置处所形成的速度差对液膜的破碎和液膜上表面波幅值的大小起到了关键作用。     

当量比对液体燃料旋转爆轰发动机爆轰影响实验研究

为了研究液态燃料连续旋转爆轰波起爆机理和不同工况下的旋转爆轰波特性,采用了环形阵列式精细雾化装置,进行了汽油/富氧空气组合的连续旋转爆轰试验。试验成功起爆并实现了旋转爆轰波的自持传播,爆轰波传播频率为2.1~2.4k Hz,传播速度为1022.2~1171.8m/s。该发动机上旋转爆轰波始终为同向传播模态,存在单波头、双头波和多波头同时存在的混合传播模态,旋转爆轰波传播速度存在亏损。试验工况范围内,旋转爆轰波的传播速度随总推进剂的质量流量增大而增加;在一定工况范围内,同一当量比工况下,旋转爆轰波压力值随总推进剂的质量流量增大而增加;旋转爆轰波压力极大值出现在当量比1.1附近。