鲁泊数和孔径比对直流互击式喷注器性能的影响

设计高性能喷注器、提高发动机比冲性能是发动机设计者一直追求的目标。对于直流互击式喷注器,鲁泊数和孔径比是影响喷注器性能的两个关键参数,而且两者之间有一定关联。为了初步研究鲁泊数和孔径比参数对直流互击式喷注器性能的影响,合理匹配两者的关系,设计了三种状态的喷注器,进行了混合比分布试验和热试车考核。结果表明,兼顾鲁泊数和孔径比才能使氧化剂和燃料达到最佳混合效果,提高燃烧效率。     

超声速高温冲击射流注水流场实验研究

为了降低发动机羽流冲击流场的温度,减弱其对发射装置的冲击和烧蚀作用,对超声速高温冲击射流的注水流场开展了实验研究.通过高速摄影和红外热像仪两种非接触式测量设备对无注水和注水两种状态下的冲击流场进行了对比拍摄,并且使用热电偶对底板冲击区的温度进行了测量.对注水两相冲击流场的结构和温度场分布进行了深入分析和研究,并与无注水状态下流场进行对比,得出了通过注水方式可以减少核心区长度和面积,降低迎气面温度,减弱其热冲击烧蚀效应的结论.     

工质粘性对两股射流撞击雾化特性影响试验研究

为揭示工质粘性对两股射流撞击雾化特性的影响规律,在大气开放环境下开展了不同粘度系数工质的射流撞击雾化试验。由相位多普勒粒子分析仪(PDPA)测量了撞击点下游10 mm,20 mm,30 mm与40 mm平面位置处液滴的粒径分布和速度分布等信息。试验结果表明:粘度系数增大,雾场某点处的液滴粒径有增大的趋势,运动速度有减小的趋势;雾场液滴粒径达到平衡状态时与撞击点的距离将会增加;撞击点下游某一平面的液滴平均运动速度将会减小;当粘度系数一定时,距离撞击点越远,该平面的液滴平均运动速度越小。     

涡轮叶片弦中区扰流柱强化换热实验

针对涡轮叶片弦中区扰流柱支撑冲击导管的冷却结构建立实验模型,研究了随冲击雷诺数,横流射流密流比,冲击孔靶间距与冲击孔径比等参数的改变,叶片内壁面的换热特性变化规律.并与传统的弦向肋支撑冲击导管冷却结构的光滑壁面换热特性进行对比,重点研究了弦中区扰流柱的强化换热特性.结果表明:弦中区扰流柱明显降低了叶片前缘和前排冲击产生的初始横流削弱换热的负面作用,前缘或前排冲击产生的初始横流可以有效地增强其后部的换热努塞尔数,扰流柱支撑结构所表现出的换热效率优于传统的大间距弦向肋支撑结构.      

冲击与气膜的组合形式对冷却效果的影响

通过数值模拟,研究了涡轮叶片弦中区所采用的新型双层腔冷却结构的冷却特性,系统分析了冲击与气膜的组合冷却流动换热的机理,讨论了冲击孔与气膜孔的组合形式对组合冷却效果的影响.计算参数范围是:吹风比M=0.6~2.0,冷气进口雷诺数Re=2000~5000.计算结果表明:①气膜孔与冲击孔的位置及其排列方式对双层腔结构的冷却效果的影响是非常明显的,且存在一个最佳的组合冷却形式;②在狭小的封闭空间内,冲击靶面的努塞尔数分布呈明显的双峰结构,冲击滞止点处于两个峰值之间的峰谷.      

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...     

稀疏气膜冷气侧局部换热特性实验

涡轮叶片弦中区的冷却为冲击带初始横流和气膜孔溢流的复杂流动换热,通过实验的方法,研究了涡轮叶片弦中区沿流向局部换热特性和靶板平均换热特性随冲击雷诺数、横流射流密流比、气膜出流与横流密流比以及冲击腔高度与冲击孔直径之比的变化规律,并通过气膜出流与横流密流比对局部换热效果、区域平均换热效果以及靶板整体平均换热效果的影响规律揭示气膜的介人对冷气侧换热带来的影响.     

单面射流冲击淬火参数对7050铝合金厚板冷却的影响

研究了喷嘴直径(D)、相邻喷嘴距离(L)和喷射压力(P)对驻点区和紊流区换热的影响.结果表明:在高压(500kPa)下,紊流区心部换热效果比驻点区心部强;当喷嘴直径和喷射压力一定,相邻喷嘴距离对厚板冷却有影响,距离越小,相邻涡对互相干扰越大,紊流区冷却强度加大;当L/D=8～14时,从470℃冷至300℃的平均冷却速率...     

八字形出口合成射流激励器机翼分离流控制

设计研制了一种适于机翼分离流动控制的八字形出口合成射流激励器，对其出口射流与主流的相互作用特性进行了研究，粒子图像测速仪（PIV）流场测试和边界层速度型测试结果揭示了其控制机制为促进边界层与主流的诱导掺混，提升边界层底层能量。利用该激励器阵列对NACA633-421三维直机翼模型开展了针对射流能量比Cμ和阵列位置两个参数的分离流控制研究，天平测力及翼型表面测压结果显示该激励器可有效抑制翼面流动分离、推迟失速迎角。在设计范围内，射流能量比Cμ值越大，控制效果越好，当Cμ＝0．00168时，机翼最大升力系数提升了5．92％，失速迎角推迟了2．5°（激励器阵列位于0．3c处）。激励器阵列的弦向布置位置是一个重要控制参数，阵列位于0．3c处时最大升力系数提升量大于位于0．55c时。     

互击式气-气喷注器混合场影响因素流动显示

虽然针对互击式气-液喷注器开展了大量研究,但对互击式气-气喷注器的了解甚少。为了深入理解互击式气-气喷注器气气混合过程的特点,利用粒子图像测速(PIV)系统对其开展了流动显示实验研究。实验结果表明:对于O-F-O互击式气-气喷注器,气流撞击角度和氧/氢动量比直接影响着气流撞击作用的大小,控制着气流混合过程;对于喷孔间距保持一定时,撞击角越大,气流间的相互作用越强,气流混和效果越好;氧/氢动量比越大,气流间撞击力越强,混合距离越短,对中心气流的挤压作用越厉害,其流场分布三维特征越明显;可以通过组合高的氧压降、低的氢压降和大撞击角来设计混合效果较好的互击式气-气喷注器。