两种超声速燃烧室内氢气燃烧的三维数值研究

通过隐式耦合求解可压缩N-S方程及组分方程,对台阶喷射燃烧室和支杆喷射燃烧室内的流场进行了三维数值研究.研究结果表明,支杆喷射燃烧室喷人氢气,在整个流道内产生的流向涡和横向涡更加强烈,更加能够促进氢气和空气在流向的对流掺混和扩散掺混效果,从而使得燃烧室内的掺混距离缩短;同时,这两个超声速燃烧室内的凹槽结构能起到增强掺混和稳定火焰的作用,使燃烧室后部燃烧区域增大.      

加力燃油泵压出室非设计工况内流特征数值模拟

针对某型航空发动机加力燃油泵隔舌空蚀破坏,采用滑移网格技术模拟泵内非定常流场,揭示了压出室在典型非设计工况下的内流特征,研究了隔舌处的空化机理.计算结果表明:大流量工况,扩散管锥形段存在大小两个分离涡,而环形腔室隔舌段燃油以相切方式流经隔舌壁面,无明显流动分离,不会发生空化;而小流量工况,扩散管锥形段内两分离涡扩展到大部分区域,右半侧部分阻滞燃油在反向流向涡作用下,绕流隔舌上部,在隔舌下游形成了明显分离涡,导致隔舌壁面静压急剧降低,进而引发空化,产生空蚀破坏.      

间隙高度对某涡轮叶尖间隙泄漏流影响的研究

利用三维湍流数值模拟方法模拟某跨声速高压涡轮流场,研究了转子叶尖间隙高度对涡轮转子间隙泄漏流动的影响,详细描述了间隙流动结构随间隙高度的变化情况。研究结果表明:随着间隙高度的增加,间隙泄漏流流量线性增加,并导致转子叶尖附近流体偏转角度减小。间隙高度每增加1%相对叶高,间隙泄漏流量占总流量的比例约增加2.1%。间隙高度变化对间隙内部流动的影响明显:当间隙比较小时,随着间隙高度的增加,分离泡的大小迅速增加,回流区域减小。随着间隙高度的增加,间隙泄漏涡尺度迅速增加,同时由于泄漏流中高速流体流量增加,通道涡远离叶片吸力面并向靠近机匣的方向移动,泄漏涡也向远离吸力面方向运动。     

高压涡轮转子间隙泄漏流动的非定常特征研究

利用数值方法求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程模拟某跨声速高压涡轮流场,研究了某跨声速高压涡轮流场的非定常特征,通过详细分析动静干涉对间隙泄漏流动的影响,进一步明确了泄漏流周期性变化的规律和成因.研究发现:静子尾缘燕尾波的外侧分支外尾波是间隙内部流动结构变化的主要原因,间隙泄漏涡的周期性变化则受外尾波和尾迹的共同影响.外尾波深入转子通道内部周期性经过间隙,在间隙前缘附近产生很强的逆压梯度,使间隙前部流动方向明显改变而产生大范围分离.外尾波导致间隙泄漏流量明显增加并周期性震荡.在静子尾迹和外尾波共同作用下,泄漏涡强度出现波动且涡的位置前后移动,使泄漏涡呈现明显的非定常性.      

基于双时间步法的航空发动机过渡态仿真

对于航空发动机非线性大偏差过渡态过程的仿真,容积动力学法在实时性和鲁棒性方面具有优势。这一方法通过建立容腔部件的控制方程并进行简化,可以得到描述主燃烧室、外涵道和加力燃烧室等部件的常微分方程,并采用时间推进法求解发动机稳态工作点,采用显式欧拉法求解过渡态过程。本文进一步发展了该方法,对于过渡态过程,采用隐式求解以保证计算格式的收敛性,消除由二阶差分带来的非物理振荡,并引入双时间步法以简化隐式求解过程,使得仿真程序收敛迅速。仿真实验证明,该方法计算精度高,鲁棒性强,能够满足非线性大偏差条件下对于发动机实时仿真的要求。     

混合火箭发动机燃料退移特性的数值计算

混合火箭发动机在航天推进领域优势明显,但由于氧化剂和燃料相态不同,燃料退移的机理和特性比较复杂。采用自行编写的混合火箭发动机程序(HRM)模拟了这种发动机的非稳态工作过程。通过该程序实时数值求解了从氧化剂注入端到尾喷管的全部物理化学过程,并基于燃料表面上气固间的质量和能量耦合,运用燃料表面动态退移和两步计算方法,模拟了燃料退移。在与发动机推力和燃料退移量等实验数据对比的基础上,给出了燃料退移速率方程和燃料退移速率随燃烧室直径的变化规律,确定并分析了影响混合火箭发动机尺度效应的因素。     

湍流脉动对化学反应影响的数值研究

为了研究湍流脉动对化学反应的影响,在对冲火焰中引入了时空发展的扰动,其中H₂O₂扰动模拟组分脉动,拉伸率扰动在燃料和氧化剂边界温度均匀的条件下模拟速度脉动,在非均匀条件下模拟温度脉动。正庚烷自点火的计算结果显示:H₂O₂扰动可以缩短点火延迟时间。通过RO₂同素异形化以及C₂H₃氧化的反应路径通量分析,发现H₂O₂扰动不会改变反应路径间的极限竞争关系。均匀温度边界条件下的拉伸率扰动通过恶化热量和自由基的损失抑制中温机理,延长点火所需时间。非均匀温度边界条件下的拉伸率扰动能产生附加的温度扰动,点火延迟时间随扰动频率的变化关系复杂。通过RO₂同素异形化的反应路径通量分析可知,该扰动能够改变反应路径间的极限竞争关系,也能逆转点火进程。由此可以推断,在工程应用中,若湍流脉动较强,点火可能会从单级转化为多级。      

军用航空发动机加力控制系统的研究和发展

对国外军用航空发动机加力控制系统的研制现状和今后的发展方向进行了归纳和分析，讨论了加力燃油泵、加力燃油调节器、加力燃油计量和分配装置、喷口油源泵和喷口调节器的技术特点、方案选择和研究动向。全权限数字电子控制技术的研究和应用，将会对军用航空发动机的研究和发展产生巨大的影响。     

某涡扇发动机加力供油系统排故试验及仿真研究

本文建立了某型涡扇发动机加力供油装置的数学模型和关键部件的失效模式,通过仿真分析了该系统的过渡态特性,压差节流活门液动力,浮动活塞摩擦阻力以及加力泵特性对系统的影响,最后将试验结果与仿真结果进行了对比分析。找出了故障原因,提出了改进措施。     

挂滴燃烧过程中微气泡的成核

利用高速显微摄像技术观测了航空煤油RP-3的微尺度挂滴燃烧过程,分析了油滴内微气泡成核的基本机理和表现形式.在凸曲率诱发的低压成核机理下,确证了3种具体成核形式:①挂丝/油滴界面成核.挂丝温度高于油滴温度,在交界面上由于温差诱导了蒸发效应形成微气泡成核.②颗粒/油滴界面成核.微油滴内的微米量级的丝状或球状杂质颗粒及胶质颗粒形成的凸曲率侧诱导低压,成为气泡的萌生的成核点.③油滴表面凹坑成核.重组分形成筏结构与油滴表面侧的线张力和表面张力同时作用,引起油滴表面内凹,凹坑的凸曲率侧气泡成核点.这些进展为深入研究微尺度燃烧奠定了基础.