某型干式低NOx燃烧室污染物排放试验

应用高压试验台完成了某重型燃气轮机(E级)干式低NO_x(DLN)燃烧室烧天然气污染排放性能试验与研究.各工况下CO及UHC质量分数很低,燃烧室能够保证稳定高效燃烧.燃烧效率达到99%以上;额定工况NO_x质量分数204 mg/N.m3(15%O₂),大大超出设计要求.试验结果表明:该燃烧室值班燃料比例过大,导致扩散燃烧产生NO_x效果明显;燃料预混不均匀是NO_x质量分数过高的另一重要原因.这一结论为该燃机的改进提供了可靠参考和依据.      

旋转数对凸表面气膜冷却影响的实验分析

采用圆弧模型,测量了旋转状态下凸表面气膜冷却效率 η _ad和换热系数 h _f的分布规律,重点研究旋转数 Rt=ωD/u_∞ 对气膜冷却的影响.叶片表面温度采用先进的液晶测温技术进行测量.结果表明:①在旋转离心力和哥氏力的共同作用下,气膜轨迹向高半径方向发生了明显的偏移,并且转速越高偏移角度越大;②旋转使得气膜冷却效率降低,换热系数上升;③在旋转状态下,气膜发生了分离再附壁的现象.     

基于均匀试验设计的Whipple结构弹道极限方程数值仿真研究

均匀试验设计是一种部分因子试验设计方法,将该方法引入航天器Whipple结构超 高速撞击弹道极限问题研究。采用均匀试验设计方法设计少量的试验,即可代表整个变量空 间的特性。针对试验方案,采用数值模拟获得了弹丸极限穿透直径同撞击条件的关系。将本 文研究结果与已有的物理试验和Whipple结构弹道极限方程对比,结果表明采用本文的方法 获得的弹道极限方程具有较好的预测准确度。
     

固冲发动机沉积数值模拟与试验研究

分析了液滴撞壁模型的发展概况,基于Mundo模型,分析了粘附、反弹、飞溅3种状态的固冲发动机沉积模型,并对发动机内沉积问题进行了数值模拟与试验研究.结果表明,发动机内沉积主要集中在补燃室头部、进气道下游、冲压喷管收敛段;颗粒粒径分布对沉积位置影响很大;由试验压强-时间曲线换算得到的冲压喷管喉部沉积速率与数值模拟结果基本相符.     

非同轴式喉栓变推力发动机压强响应分析

设计了非同轴式喉栓固体变推力发动机实验系统,进行了变推力原理性实验.通过对发动机自由容积、喉栓运动、气缸能否一次完全将喉栓送到位、等效喉部结构、推进剂配方对变推力过程中压强响应影响的实验及分析,基本确定了压强响应慢是由于推进剂的动态响应慢造成的.利用成熟配方的低压强指数推进剂进行了压强双峰响应实验研究.研究结果表明,压强峰的下降响应要高于上升响应.研究结果为非同轴喉栓变推力发动机响应特性分析提供了依据.     

塞式喷管底部特性研究

基于实验数据和数值模拟结果,研究了外界反压和底部二次流对塞式喷管底部的影响。实验表明,底部压强分布相对较均匀,底部在不同外界反压下具有不同的气动状态。如果主流在底部受压缩,底部有气动开放的趋势;如果主流在底部受膨胀,底部有气动闭合的趋势;如果底部同时存在压缩和膨胀,其状态与受到压缩和膨胀的相对强弱有关。二次流的注入使底部开闭过渡点的压比值升高,底部闭合后的压强值增大,有利于防止底部开闭过渡时推力出现较大幅度降低。二次流流量达到主流的2.0％后,加大底部二次流流量不再影响底部压强,过多地注入反而会降低塞式喷管的总体效率,1.5％~2.0％主流流量的二次流注入是比较好的选择。     

马赫数4二维直管内拟似冲击波实验和数值研究

通过计算流体力学数值仿真和高速彩色纹影照片显示技术对马赫数4拟似冲击波进行研究。实验是在日本室兰工业大学的压力—真空型超声速风洞中进行的。数值计算是采用三阶精度的QUICK格式和Spalart-Allmaras湍流模型进行的。用实验验证CFD模型,计算结果与实验显示出较好的一致性。可以得出结论,从目前的CFD模型获得的计算结果是精确的。因而,实验很难获得的拟似冲击波流场内部一些流动量可以通过数值仿真结果进行分析。另外,推测了马赫数4拟似冲击波非对称的原因。     

基于随机激励的某机匣模态实验与分析

用模态实验的方法对某型飞机发动机机匣的模态参数进行了识别。考虑噪声对频响函数的影响,在功率谱分析时,导出了噪声影响情况下的功率谱表达式,利用这个表达式计算了频响函数并最终用来提取模态参数。引入预实验方法用于机匣模态参数的探测中,以确定机匣上各个测点和激振器激振点的合理布置。考虑到实际工作时的激励情况,在实验台上用白噪声随机激励来模拟环境激励,对机匣进行了模态实验。与计算模态相比,用实验模态方法提取模态参数,避免了复杂的有限元建模与仿真,并能用相干函数来检验测得的实验数据的有效性。实验模态分析表明,得到的模态参数对于进一步改进机匣设计、分析其振动、疲劳寿命特性等具有重要的意义。      

利用压电驱动器改善飞机横滚性能的试验验证

利用分布粘帖在矩形机翼上下两面的压电驱动器,探索使用该类结构提高飞行器横滚能力的可能性。通过风洞模型设计、材料性能测试、模型固有特性测试、压电柔度矩阵测试等试验项目,保证了有限元模型的计算精度,最终通过模型的风洞试验验证了利用气动弹性效应,获得了附加升力与横滚力矩的方案。该原理性试验说明利用分布式压电驱动器改善横滚性能是可行的。     

发动机试车控制软件工程化及质量管理

为提高发动机试车控制软件的可靠性,通过需求分析、概要设计、详细设计、软件测试等步骤实现了软件开发工程化。结合试验控制软件研制和使用特点,对软件质量管理的具体步骤,即从设计评审、测试、验证、文档及技术状态管理等方面对软件开发过程进行监督与管理,实现了软件开发的质量控制,达到了软件设计的透明性、继承性及高可靠性。