微型燃气轮机喷嘴射流和雾化特性研究

为在微型燃气轮机内营造低氧贫燃氛围以实现液体燃料的节能减排,利用可适性多普勒激光测速仪APV/LDV对改造喷嘴附近截面进行了测量和分析,用以考查近喷嘴处的气液混合夹带情况以及雾滴尺寸及分布.结果发现:增加外部涡旋气流后,喷孔附近雾滴的动量增大,雾锥内出现一小回流区,对应湍流度较大区域附近;燃烧时较大切向动量及湍流度利于空气与周围高温烟气迅速混合形成低氧环境,并和雾滴掺混进行热量和动量的传递;喷孔出口雾化角增大,使得雾滴更加分散,利于雾化、气液混合和传热传质;所有实验工况雾滴平均直径低于50μm,且为偏高斯分布.该研究为液体燃料喷嘴的设计提供了参考,可作为微型燃气轮机燃烧室热态反应物流场的参考依据.     

连续旋转爆轰燃烧室的性能

利用二维可压缩欧拉方程数值研究了当量氢气/空气在连续旋转爆轰燃烧室(CRDC)中的流场情况,主要考查了不同CRDC周向尺寸下燃料入流总压对增压比、燃烧效率、容积热负荷及其NOx排放等性能的影响.结果表明:当CRDC周向尺寸为150mm时,随着燃料入流总压的提高,增压比基本保持不变,燃烧效率和容积热负荷均呈线性增长;当CRDC周向尺寸为250mm时,随燃料入流总压的提高,爆轰波头数加倍,容积热负荷仍呈线性增长,但是增压比及燃烧效率均出现转折性下降.与传统的等压燃烧室相比,CRDC具有更高的性能.当计算域为250mm×40mm时,增压比高达2.706,大大提高了燃气的做功能力;容积热负荷达到2.18×1010W/m3;而NOx排放质量浓度为0.692mg/m3,保证了低排放的要求.      

某涡轴发动机起动不成功分析

对某型发动机外场起动不成功试验数据进行分析,并通过燃油喷嘴低油压雾化试验及整机起动时的温度场测量验证,确认燃油喷嘴喷口积炭后,燃油喷嘴喷雾锥角减少,燃油雾化质量恶化,直接影响到发动机起动时火焰联焰的可靠性,对发动机起动性能产生较大影响.涡流器插入深度对涡流器出口喷雾的部件研究试验结果显示:插入深度对涡流器出口喷雾无影响;整机模拟外场使用结果表明:发动机在不大于30%功率的低状态长期使用,离心式燃油喷嘴容易出现积炭.      

航路爬升速度与爬升耗油函数模型研究

爬升速度是爬升阶段关键的可控节油点。首先分析爬升速度对爬升耗油的影响,然后建立爬升速度与爬升耗油的算例模型,通过波音的INFLT软件获得爬升相关数据,利用MATLAB实现插值计算得到其多项式函数关系,然后通过多次拟合函数的比较,确定爬升速度与爬升耗油量的拟合函数预测模型,最后对所得拟合函数进行验证并利用拟合函数获得最佳爬升速度。该方法的研究具有通用性,适合一般机型的航路爬升速度与耗油函数模型的研究。     

凝胶燃料单滴燃烧的建模、实验及应用

讨论了凝胶燃料单个液滴燃烧的建模、实验研究和应用问题。单滴燃烧建模的关键在于依据凝胶燃料的胶凝结构和组份物性,确定燃烧过程的关键步骤,提炼主要影响因素。单滴燃烧实验研究的水平主要依赖于微小液滴的生成技术,高分辨率和高速成像技术,燃气成份的准确快速测量技术等光学测试技术的发展。单滴燃烧研究的主要应用在于揭示燃料的燃烧机理,分析燃料的燃烧特性,提高燃烧装置的设计水平。     

某型发动机喘振特征分析及消喘系统验证试验

分别采用吊舱进口安装扰流板和提高发动机慢车以上状态供油量进行某型发动机地面逼喘试验,研究了两种方法的特点,分析了喘振过程中发动机参数变化情况和喘振原因.结果表明,安装扰流板间歇缓推油门杆和提高供油量快推油门杆逼喘试验均能够有效反映干扰因子对发动机稳定性的影响:安装扰流板后的加速过程中,总压畸变和空气流量减少引起喘振,前者是主要因素,风扇先喘压气机后喘;提高供油量后的加速过程中,燃烧室油气比始终偏大,稳定工作裕度降低,高压燃气堆积并堵塞了空气流,压气机和风扇先后喘振.喘振过程中消喘系统可靠投入工作.获得了该型发动机的临界畸变指数.为该型发动机空中逼喘试验及稳定性评定奠定了基础.      

先进燃烧室分级燃烧空气流量分配的探讨

参加燃烧的空气流量分配将大于60%的特点使常规燃烧室无法满足高温升和低污染燃烧室的基本要求.从燃烧的基本特性以及燃烧室的基本性能要求出发,重点分析了常规燃烧室中设计的燃烧空气分配的极限,讨论了高燃烧气量分配下燃烧室关键技术问题和软分级概念.通过比较现有燃烧室分级方式的特点,指出从稳定性角度出发RPP(rich premix prevaporized)中心分级是解决超高温升燃烧室的较佳方法,而LPP(lean premix prevaporized)中心分级是解决低污染燃烧室的较佳方法.      

Trust Region Filter算法在发动机在线优化中的应用

主要研究了航空发动机在线优化问题。以非线性发动机部件级模型为优化对象,将信赖域滤子优化法应用于航空发动机在线优化问题,相比基本的信赖域方法,该算法由于采用非单调的滤子算法和松弛重置,兼顾了算法在目标函数值下降与可行性保持两方面的良好算法品质,通过必要的松弛重置避免了子问题的不可行性,滤子算法则保证了算法收敛到全局最小解。最后,基于Trust Region Filter算法,以某型涡扇发动机最小油耗寻优控制为应用仿真算例,验证了该算法在解决航空发动机在线优化问题时,相比基本的信赖域方法在提高优化效果方面的优越性。     

氧化剂对水冲压镁基富燃料推进剂燃烧特性影响

理论近似计算了镁基富燃料推进剂中镁粉与不同氧化剂反应时的爆热、燃烧产物的温度等;测试了不同推进剂体系的燃烧速度;对含四种不同氧化剂的镁基富燃料推进剂的燃烧产物的反应活性进行了研究。研究结果表明:高氯酸铵体系的一次燃烧温度最高,一次燃烧剩余镁粉含量最少;氧化剂为硝酸钾的体系的燃烧温度最低;硝酸钠作为氧化剂的体系的燃速最高,含有高氯酸铵体系的燃速最低;高氯酸钾体系的燃烧产物与水反应的产气总量最多,高氯酸铵体系的燃烧产物与海水反应启动速度最快。     

地效飞行器重量估算方法

根据地效飞行器(WIG)的特点确定了3类地效飞行器的任务剖面,分析其与一般飞行器任务剖面和相关性能的异同点以及重量估算方法的适用度。通过现有地效飞行器数据和资料的整理,研究其起飞重量与空机重量以及其他各项参数的统计关系。比照一般飞行器重量估算的燃油系数法,确定地效飞行器各任务阶段的燃油系数及其相关计算过程中选择参数的修正。通过数据分析计算起飞重量和空机重量估算中的线性回归值,形成适用于各类地效飞行器的重量估算方法及其推荐经验系数。验算结果证明,A类和B类地效飞行器重量估算结果与实际产品基本相符,C类由于缺乏足够的统计数据,因此难以验算,但实际工程设计应用结果与经验类比法得到的重量估算结果基本一致,表明研究结果能够满足总体设计阶段重量估算的任务要求。