射流式气动雾化喷嘴雾化性能试验研究

针对1种带出口扩张段的射流式气动雾化喷嘴,将气液比的2个影响因素空气流量及燃油流量分开,通过试验分析了空气流量、燃油流量、气液2相相对速度分别对雾化性能的影响规律。采用相位多普勒激光测试仪测试喷雾下游雾化粒径,通过CCD相机及片光源拍摄其雾化锥角。结果表明:空气流量相比于燃油流量,对该型气动雾化喷嘴的雾化性能影响更大;当气液比一致时,气液2相相对速度越大,雾化粒径越小,雾化锥角越大;当气液比为0~2时,随气液比的增大,雾化锥角逐渐增大,雾化粒径逐渐减小;在气液比趋近于2时,雾化锥角达到最大值,雾化粒径达到最小值;当气液比大于2时,雾化锥角略微减小,雾化粒径基本保持不变。     

超声速喷管中激波分离诱发流场对称破缺的机理及其控制

为减缓或消除侧向力,开展了流动分离诱导流场对称破缺的机理研究。采用有限体积二阶迎风插值格式及k -ε湍流模型,数值模拟了某型超声速喷管的地面试车过程。详细分析了喷管内部的流场结构,着重讨论了喷管壁面附近出现的激波分离模式由自由激波分离到受限激波分离的转换过程。为了降低低空高背压条件下过膨胀喷管的侧向力,着重研究了喷管不同长径比、扩张比条件下的流场特性和流动分离模式。结果表明:在激波模式转换过程中能够诱发出极大的侧向力,改变喷管构型可以改善流场结构。适当缩短长径比和扩张比可以有效降低侧向力。长径比为105时将产生4 000 N以上的侧向力,而当长径比为095和115时,侧向力不超过20 N;当扩张比为539时,侧向力峰值达到4 000 N以上,而缩小扩张比到45时,侧向力明显下降。     

导管长度对管式减涡器流阻与温降特性影响

采用数值模拟与模型试验研究相结合的方法对管式减涡器开展研究,分析了导管长度对管式减涡器各截面间压力损失系数、温降系数及其权重的影响。通过模型试验验证了数值模拟方法的可靠性。研究结果表明:增大导管长度可以显著降低管式减涡器压力损失的同时提高其温降。共转盘腔和导管是管式减涡器流阻与温降特性的主要影响因素,两者权重此消彼长。增大导管长度时,通过牺牲导管内压力损失和降低共转盘腔内压力损失以降低管式减涡器压力损失。快速增大的导管内温降是管式减涡器温降系数提高的主要原因。与光滑共转盘腔模型相比,当导管长度L/b=0786时,管式减涡器压力损失系数降低了8370%,温降系数提高了4502%。     

针栓式喷注器液膜下漏率预估模型

为了对针栓式喷注器液膜下漏率进行准确预测,基于针栓式喷注单元喷雾场结构分析,结合理论推导、数值仿真及试验研究3种方法建立了液膜液束各自变形的相对变形量模型;在考虑液膜液束变形的基础上,引入相互影响系数表征多喷注单元间相互影响,建立了实际阻塞率和实际下漏率模型。通过数值仿真及试验结果的多参数充分验证,结果表明:理论预估模型与数值仿真及试验结果一致性较好。液膜液束相互作用下,液膜绕液束流动和液束根部横截面前后缘位置移动不同步导致的展向变宽分别是液膜和液束发生变形的主因,且有效动量比越大,液膜相对变形越大,液束相对变形越小。对于一定阻塞率的几何结构,结果表明:下漏率随着有效动量比的增大而增大,增大趋势呈先快后缓,且实际下漏率均小于几何下漏率,这是由膜束变形导致的实际阻塞率比几何阻塞率更大造成的。另外,发现液膜下漏率仅与表征流场结构(有效动量比)及几何结构的无量纲参数(液膜厚度与液束直径之比和阻塞率)有关,与喷射速度的绝对值无关,并给出了模型中的常系数供工程设计预估使用,对从设计初期就考虑针栓头的热防护问题具有重要的指导意义。     

双层滚动轴承转速分配比

针对双层滚动轴承,分别采用纯滚动理论和摩擦力矩理论推导出转速分配比的理论计算公式,并对不同结构和不同润滑方式下的转速分配比进行了试验研究。研究结果表明:根据摩擦力矩理论计算得到的转速分配比比根据纯滚动理论计算得到的转速分配比更接近于试验测得的结果。双层滚动轴承的转速分配比与内、外层轴承的节径比有关,节径比越大,转速分配比越好。当工作转速为10000r/min时:节径比为0.59时,转速分配比为0.038;节径比为0.75时,转速分配比可达0.17。转速分配比还与内、外层轴承的润滑方式和润滑粘度有关,内、外层轴承都采用油润滑比都采用脂润滑得到的转速分配比更加稳定。     

驻涡加力燃烧室贫油熄火性能的影响

为了研究驻涡加力燃烧室的贫油熄火性能,设计了三种不同方案的凹腔结构,进行了贫油熄火（LBO）性能试验。采用航空煤油作为燃料,试验中的主要研究参数如下:外内涵进气压比在0.97~1.07之间变化;主流马赫数在0.13~0.20之间变化。研究结果表明:驻涡加力燃烧室贫油熄火油气比随着外内涵进气压比的增加而增加,随着主流马赫数的增大而增加,并且在马赫数较大时,变化幅度增大;在驻涡区上部分区域,轴向平均绝对速度越小,以及主涡涡心位置在一定范围内更贴近凹腔后壁面,驻涡加力燃烧室的贫油熄火性能更优。      

喷管面积比对推力矢量发动机特性的影响

针对矢量喷管出口面积独立无极可调控制的特点,采用数值仿真分析了偏转状态喷管面积比对矢量特性的影响机理,通过整机地面台架和高空台专项试验,获取了不同喷管面积比下推力性能、偏转推力损失、偏转效率、发动机匹配特性等数据。结果表明：非偏转状态发动机产生最大推力的喷管面积比小于气流完全膨胀对应的理论喷管面积比。发动机偏转推力损失随几何矢量角增加而增大,喷管面积比对偏转推力损失影响较小。地面台架状态相同几何矢量角下,矢量偏转效率随着喷管面积比的增大而降低,当喷管面积比达到一定值时,会出现气流分离使偏转效率进一步降低。在相同几何矢量角下,随着喷管面积比的增大,发动机节流状态转差减小,风扇工作线下移,靠近非偏转状态工作线,风扇裕度增加,工程应用中偏转状态的扩稳措施应考虑与喷管面积比的关联。     

基于响应传递比的转子叶片动应变重构

提出基于响应传递比的转子叶片动应变重构方法,从系统应变频响特性出发,在频域获得应变-应变响应传递比关于模态振型的解析表达式,建立叶片已知测点应变与不可测位置应变的映射关系;开展高速旋转叶片动应变测量实验,建立叶片有限元模型,并采用转子叶片前4阶固有频率的实验结果修正有限元模型;开展考虑转速影响的转子叶片模态分析,提取对应的应变模态振型,计算得到单模态振动下应变-应变响应传递比;综合应变响应传递比和实测动应变重构叶片不可测位置的动应变。实验结果表明:与应变片实测结果相比,基于响应传递比的转子叶片动应变重构结果相对误差小于10%。      

宽体机发动机在低航段比运行状态下的使用策略研究

随着新冠肺炎疫情在全球蔓延,宽体机大量执飞国内航线,航段比及利用率大幅下降,导致发动机小时包修成本大幅上涨。通过充分利用各宽体机小时包修合同条款,优化宽体机使用策略,可降低其小时包修费用的支出。     

二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度研究

为了研究内收缩比和来流马赫数对二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度的影响规律及失稳机制,采用二维非定常仿真方法研究了内收缩比(ICR)为1.04～1.25的进气道在来流马赫数Ma₀为2.4的条件下,以及内收缩比为1.08的进气道在来流马赫数为2.2～2.8条件下,其由稳态向失稳状态转变的过程。研究结果表明：(1)当Ma₀=2.4时,在1.04≤ICR≤1.12内,随着ICR增加,亚临界稳定裕度ζ减小;1.16≤ICR≤1.25内,随着ICR增加,亚临界稳定裕度增大。(2)在内收缩比为1.08的条件下,马赫数变化引起的分离激波角和分离包再附压升两个关键因素变化共同主宰着进气道亚临界稳定裕度的变化趋势。(3)总体上,根据稳定亚临界初始状态的三相点无量纲高度?_b是否大于1可将进气道的亚临界稳定裕度变化情形分为两类,当?_b<1时,ζ随着?_b的增加而减小;当?_b> 1时,ζ随着?_b的增加而增加。