A novel low pressure-difference fluctuation electro-hydraulic large flowrate control valve for fuel flowrate control of aeroengine afterburner system

To address the control accuracy of large fuel flowrate during pressure fluctuation, a novel electro-hydraulic fuel metering unit (FMU) is constructed for afterburner fuel system of military aeroengine. Different from the previous FMU, the proposed FMU can achieve the higher precision opening control by a new metering valve with double control chambers (MVDCC), and realize the lower pressure difference fluctuation regulating by a novel two-stage constant pressure difference compensated valve (CPDCV) with dynamic damping orifice and damping piston. The experimental and AMESim simulation results verify the validity and superiority of the novel FMU. Since the temperature-induced variation in fuel properties and device capabilities may degrade or even impair the properties of novel FMU, the discharge flowrate is analyzed by global sensitivity analysis to research the effect proportion of each factor, the temperature effect is explored to ensure the working reliability in long-span temperature variation. Finally, the optimization of structure parameters for novel CPDCV can further reduce pressure difference fluctuation during pressure regulation, and the overshoot, adjust time and the integral of time multiplied by absolute value of error (ITAE) can be reduced by 24%, 30% and 26%, respectively. This paper provides a reference for improving the stability of large flowrate during pressure fluctuation.     

基于神经网络的预膜雾化模型

为了实现对预膜雾化质量的快速预估，基于神经网络建立了以结构参数和工况参数为输入,SMD值为输出的预膜雾化模型。使用试验数据训练和测试网络模型,结果显示,模型在较宽的工作范围内具有较高的精度和较好的泛化能力。SMD预测值随输入参数的变化规律符合试验结论,可作为给定工况参数下预膜式雾化装置的结构参数优化依据。神经网络能够较好地学习预膜雾化过程中的隐含规律。随着供油压差的增大,预膜器逐渐出现阻雾化效应,导致其雾化效果比单喷嘴和直混式雾化均差。     

流体喉部横流喷嘴的雾化特性

为了研究横流喷嘴的雾化效果以及对发动机推力的影响，采用互击式直流喷嘴、逆向式直流喷嘴和水平式直流喷嘴进行了冷流试验.研究了不同试验工况下喷管出口喷雾场雾滴的索太尔平均直径与发动机的推力特性.研究结果表明:随着压比的增加，雾滴直径减小；相同的压比下，雾滴直径最小的喷射方案为喉扩喷射，雾化质量最好的喷嘴为互击式直流喷嘴；同时在喉扩喷射方案下，3种喷嘴的扼喉能力与推力比随着流量比的增加而提高.      

离心式喷嘴内部流动的LES/VOF 数值模拟

针对最大流量原理法在进行小流量、大粘性离心式雾化喷嘴设计中存在的不足,文章采用大涡模拟与流体体积法相结合的方法对离心式喷嘴内部流动过程进行了非定常三维数值模拟,得到了喷嘴整个工作过程的内部流场结构,并与单相流场进行了对比,分析了单相流场与两相流场结构存在的差异,以及存在差异的原因;同时对喷嘴内稳定雾化过程、压力场分布、速度场分布进行了分析,较好地反映了离心式喷嘴的内部流场特性。研究结果表明,喷雾过程具有非定常性、喷嘴低压及中空区与两相分布相关、分析推断适当增加喷口段长度能够减小出口液膜厚度等,为离心式喷嘴的设计与改进提供了一些有用的积累。     

基于气助雾化喷射的柴油喷雾特性数值模拟

为对气助雾化喷射柴油的过程进行数值分析，借助计算流体力学仿真工具Fluent，在不改变喷嘴结构的情况下，建立考虑油气预混腔中柴油喷射过程的三维流体计算模型，研究定容弹内气助雾化喷嘴的柴油/空气两相流喷射过程，并且重点考察喷气压力、环境背压以及燃油温度对气助雾化喷射柴油喷雾特性的影响规律。结果表明：喷气压力对喷雾贯穿距离影响较大，喷气压力由0.65 MPa增大至0.75 MPa后贯穿距离增加12.2%，但柴油索太尔平均直径（SMD）只减小了5.2%，说明在保证燃油SMD处于较好水平时，喷气压力和环境背压绝对压力比值（气相压比）为7.5有利于减少气量消耗；环境背压对喷雾贯穿距离与燃油SMD影响显著，气相压比为1.875时，喷嘴出口处流场基本不会产生超声速气流，气动力降低显著影响了燃油液滴破碎过程，使喷射时间在4 ms时的SMD达到40.7μm；燃油温度对喷雾贯穿距离影响不大，但对燃油SMD影响较大，燃油温度升高后燃油SMD显著减小，323 K对应的SMD比293 K时减小了12.3%，喷射时间在4 ms时的SMD达到14.9μm，燃油蒸发质量分数达到36.93%。     

低温液体火箭燃烧室内射流雾化研究进展

从理论、实验和数值计算方面，阐述和总结了低温推进剂射流雾化的研究现状和进展。对射流雾化机理及形态进行了分类，重点从对比常温流体与低温流体射流雾化特征参数不同的角度，梳理了射流雾化方面的数值研究方法，并介绍了低温射流雾化的相关实验研究。结果表明:空气扰动破碎机理仍是最广为接受的理论，而超临界工况下射流雾化形态不符合现有的射流雾化分类；数值计算方法逐渐由流体体积法和水平集法向直接数值模拟转变，对闪蒸现象的建模是研究重难点之一；低温流体射流喷雾实验数据匮乏，需通过丰富测量手段，提高测量精度的途径获得完整、准确的实验数据。      

TeLESSⅡ低排放燃烧室预燃级设计对排放的影响

民用航空发动机需要满足国际民航组织（ICAO）发布的排放标准的要求,因此低排放燃烧室的研制是发动机成功研制的关键。TeLESSⅡ低排放燃烧室方案研究了在主燃级空气流动和燃油喷射模式不变情况下,成膜空气雾化和离心喷射空气雾化两类不同的预燃级空气流动和雾化组织模式在不同工况时对排放趋势变化的影响。结果表明小工况时不同预燃级的排放及燃烧效率变化趋势方向不同。大工况时两者的排放受燃油分级比影响变化趋势不同,而燃烧效率变化趋势是一致的。这说明预燃级和主燃级的组合设计改变了燃烧性能。      

针栓式喷注器雾化特性试验

采用高速摄影和马尔文测粒系统对针栓式喷注器雾化特性进行研究，得到了索太尔平均直径（SMD）、粒径分布均匀度指数和雾化锥角随针栓式喷注器结构参数的变化趋势。结果表明:SMD沿喷注轴向均匀不变，沿径向增加；随着气液流量比的增大SMD减小，而粒径分布均匀度指数先降低而后有所回升；粒径分布均匀度指数与狭缝宽度的乘积近似为常值0.35；当气液流量比大于0.206时，由于气动力的作用，雾化边界可分为两段，上面段为收缩段，下面段为等直径段；在针栓式喷注器设计时，狭缝宽度取值越小越好，而液膜半锥角应当考虑SMD和雾化锥角折中选取。      

A power and thermal management system for long endurance hypersonic vehicle

Due to the pneumatic heating and combustion effect, the scramjet engine of hypersonic vehicle faces high temperature challenge. It is necessary to comprehensively consider its thermal management and power generation together. A new Power and Thermal Management System (PTMS) combined with Supercritical Carbon Dioxide (SCO₂) closed Brayton cycle and fuel vapor turbine is proposed and discussed in this paper. The new PTMS can meet the cooling requirement of hypersonic vehicle at Mach number 6–7, and avoid the coking and scrapping in the scramjet cooling channels. Compared with the PTMS only based on fuel vapor turbine, the new PTMS utilizes the waste heat of scramjet to generate more electricity. In addition, it can reduce the use of fuel sink for cooling, and the additional weight penalty can be compensated for long endurance hypersonic flight.