三轴承旋转喷管型面设计与分析

通过对短距/垂直起降用三轴承旋转喷管工作原理的分析,给出了型面设计的技术指标,并对三轴承旋转喷管型面进行了分析,探讨了等直段、型面过渡段、收缩喷管段的设计方法。同时,基于某型涡喷发动机开展了数值模拟分析,发现喷管推力矢量有效偏转角与喷管偏转角度大致呈线性关系,且前者约为后者的1.021倍,则设计的三轴承旋转喷管具有产生矢量推力的能力,满足了型面设计的要求。     

某型航空发动机停车冒黑烟故障研究分析

针对某型发动机在外场使用中多次出现停车后尾喷筒冒黑烟故障,进行故障原因分析、危害性分析,列出故障树,查清了故障原因并提出了改进措施,为解决同类发动机故障具有指导作用。     

二元收扩喷管气动方案优化设计

为掌握二元收扩喷管气动特性和设计方法,通过数值模拟方法对采用超椭圆方程进行圆转方过渡的小宽高比二元收扩喷管进行研究。计算分析了喉道宽高比、圆转方段长度、收敛调节片长度及扩张调节片长度4个参数对二元收扩喷管气动性能的影响,通过对上述4个参数的优化得出了综合性能较优的二元收扩喷管气动方案。研究结果表明:经过适当优化,二元收扩喷管能够满足工程应用要求,同时,鉴于其在隐身和矢量推进等方面的优势,有必要对其开展更加深入地研究。     

某型涡轴发动机研制过程中尾喷管漏油机理分析

某型涡轴发动机在研制过程中屡次出现尾喷管漏油故障。在滑油系统原理分析的基础上,建立滑油泄漏故障树,对泄漏原因逐层剖析,并结合分解检查、零件计量等手段对发动机各相关部件和滑油泵进行详细分析,确定故障原因。针对影响因素,提出相应的整改措施。     

塞式喷管侧向喷流仿真研究

随着快速、准确等控制要求的提高,越来越多的飞行器采用了直接侧向力控制技术,这对飞行器本体及喷流装置均提出了更高要求,是先进飞行器气动设计中的关键技术之一。参考美国NCADE方案中的塞式喷管控制发动机结构进行了侧向喷流干扰流场的数值仿真研究,并与常规拉瓦尔喷管进行了对比,分析了两种喷管干扰流场结构及性能的异同,为相关研究提供借鉴。     

亚、超音喷管中声传播的数值模拟

采用计算气动声学方法研究了管道近音速区的声传播和声波与激波的相互作用问题。空间离散采用高阶DRP格式,时间离散采用低耗散低频散的龙格库塔方法,边界条件采用Giles的特征变量一维非定常无反射边界条件。计算结果和解析解的精确吻合表明,计算中应用的这种高阶的DRP格式有很高的分辨率和很好的稳定性,适合声传播的计算。      

瓦"状塞式喷管的实验研究

为了了解塞式喷管的性能特征和更好地设计塞式喷管,本文对两种不同结构的"瓦"状塞式喷管进行了试验研究。实验采用气氧/酒精作为推进剂。实验发动机是一个四单元和一个十四单元的"瓦"状塞式喷管。文中介绍了实验系统和实验发动机的主要结构。给出了典型的试验曲线,并分析了"瓦"状塞式喷管的高度特性和底部二次流对性能的影响情况。结果显示,该种喷管具有很好的高度补偿特性,在底部加入适当的二次流能使喷管性能稍有提高。      

长尾喷管故障诊断中的两相流动计算

为了给长尾喷管故障诊断提供理论依据并提供改进措施,利用颗粒轨道模型和有限体积的Jameson格式计算了长尾喷管两相流流场,得到了流场中温度和马赫数的分布和不同燃烧室总压下不同尺寸的粒子对喷管壁面的撞击情况,结果表明大尺寸粒子对直管段壁面的撞击位置存在一个集中点,这是造成喷管烧穿的重要原因。得出了总压越高粒子撞击壁面的次数越多、尺寸越大粒子撞击壁面的次数越多的结论,给出了提高长尾喷管热防护结构可靠性的一些措施。      

二元双喉道射流推力矢量喷管的数值模拟研究

对二元双喉道射流推力矢量喷管的设计规律进行了数值模拟研究.结果表明,空腔长度、空腔扩张角、空腔收敛角、上游喉道高度等设计参数对喷管的推力系数、矢量效率以及内部流态均有着显著影响.研究中获得的较优的参数组合方案为:空腔长度2.61,空腔扩张角10°,空腔收敛角30°,上游喉道高度1.0,次流注入角150°(长度尺度以下游喉道高度无量纲化).当主流压比为4、次/主流压比为1.08、次流量为主流的2.5%时,该方案获得了14.34°的矢量角,且推力系数为0.967.      

可调喷口双模态冲压发动机试验研究

在模拟飞行马赫数Ma=6, 高度25km的条件下, 针对可调喷口液体碳氢燃料双模态冲压模型发动机进行了直连式试验研究.结果表明借助喷口可调机构, 可以提高模型发动机的点火性能和推力性能, 并且可以在低当量比下实现亚燃模态, 而一旦亚燃阶段实现火焰维持, 通过喷口截面的调节, 模型发动机可以平稳地实现亚燃/超燃间的模态转换过程.采用可调喷口结构对于简化几何完全可调双模态冲压发动机的设计、拓宽现有固定几何双模态冲压发动机的工作范围都具有一定参考价值.