加力燃烧室用齿冠状混合器的数值研究与验证

基于CFD(computational fluid dynamics)技术,分别采用有限速率/涡耗散(finite-rate/eddy-dissipation)、涡耗散(eddy-dissipation)和涡耗散概念(EDC)燃烧模型,对一种曲面齿冠状混合器作用下的加力燃烧室进行数值计算.计算结果表明:曲面齿冠状混合器下游产生明显的流向涡对,流向涡的存在可以增强内外涵冷热气流掺混;与直面齿冠状混合器相比,曲面齿冠状混合器下游流向涡强度大于直面齿冠状混合器,其混合效率高于直面齿冠状混合器;加力燃烧室内氧气和二氧化碳质量分数分布结构表明了涡耗散模型的计算更为合理;计算结果可为加力燃烧室混合器选型和燃烧数值模拟提供依据.      

一体化加力燃烧室冷态流动特性数值研究

将混合扩压器与火焰稳定器融为一体设计,并引入外涵冷流对高温结构件进行强化冷却,采用数值仿真方法,对比分析入口涵道比（0.278~0.583）和总温比（0.418~0.464）对一体化加力燃烧室中流动特征及其冷却性能的影响。结果表明:在研究参数范围内,大部分外涵冷流冷却隔热屏或直接进入加力燃烧室参与混合,仅有少部分进入火焰稳定器和联焰器,对其下游回流区没有影响,便于组织燃烧与稳定并传播火焰;外涵气流的流量分配对涵道比和温比变化不敏感;涵道比增加,特征面的流量系数下降约6.2%,总压恢复系数下降约3.2%,但是沿程热混合效率增加约6.1%;火焰稳定器的冷却效率随涵道比增加而提升约37.2%,但是其表面峰值温度降低不明显;温比对于该结构的流动特征与冷却特性影响都很小。      

波瓣喷射器强化混合的数值研究

利用FLUENT CFD(computational fluid dynamics)数值计算软件,对波瓣喷射器中无化学反应异类气体的混合过程进行了数值研究,二氧化碳气体作为主流从波瓣状狭缝中喷出,与同向空气流在混合管内进行混合.获得了两股气流相互混合过程中的速度分布、流向涡分布、组分分布等相关信息,分析了波瓣喷射器结构参数对流向涡环流强度的影响.波瓣喷射器诱导的流向涡强化了同向流动气体之间的混合效率,组分分布较为均匀.      

球型收敛调节片喷管静态内性能数值研究

基于CFD数值计算软件,针对喉部宽高比为2.083的球型收敛调节片喷管,进行了矢量与非矢量状态下的内性能数值研究。考察了在不同俯仰和偏航矢量状态下,喷管推力系数、流量系数的变化及落压比对气动矢量角的影响。结果表明:俯仰和偏航两种矢量状态对喷管的推力系数、流量系数产生的影响都在3%以内。喷管的俯仰是通过同时转动上下扩张板来实现的,其与偏航作动相比表现出对性能更大的影响;另外发现在设计压比之前,气动俯仰角出现了随落压比先增大后减小的趋势,而设计压比之后渐渐趋于不变,基本和几何俯仰角相等,但落压比对气动偏航角却没有表现出太大的影响。     

模化比对直升机用红外抑制器红外辐射特性的影响

对波瓣喷管一弯曲混合管构成的直升机用红外抑制器壁面和尾焰的红外辐射特性进行了一系列的数值研究,旨在将三维流场数值计算、壁温计算与红外辐射计算结合起来综合分析抑制器红外辐射特性,与相关实验数据的对比验证表明计算结果与实验结果仅相差15%左右,且红外辐射强度空问分布规律一致;通过对不同缩比模型的数值计算,揭示了模化比对壁面及尾焰的红外辐射特性的影响规律:(1)几何相似的红外抑制器在主流入口速度、温度相同时,壁面红外辐射强度与几何模化比的2次方成正比;(2)尾焰红外辐射强度与几何模化比的2.32次方成正比.      

波瓣喷管-狭长出口弯曲混合管引射混合特性分析

针对波瓣喷管和具有狭长出口的弯曲混合管所构成的引射-混合系统,进行了引射和混合特性的实验和数值研究,获得了主流和引射气流相互混合过程中的速度场、压力场和温度场的相关信息,以及表征引射-混合系统总体性能的引射系数和总压恢复系数等结果,对比表明数值计算和实验数据的相对误差在15%以内。由于弯曲混合管的出口狭长,弯曲混合管的混合流动受到流向旋涡和弯管二次流的共同影响,形成了有别于常规椭圆形出口截面混合管的一些独特的流动现象和特征。      

涡桨发动机舱引射通风冷却数值研究

以涡轮螺旋桨飞机的排气系统/短舱为研究对象,构建了机翼/机身/螺旋桨一体的发动机短舱仿真物理模型,采用多参考坐标系(MRF)法对螺旋桨滑流进行了模拟,并探究了不同排气管长度下发动机舱内的流动和换热情况。结果表明：在研究参数范围内,随排气管混合管段长度增加,在无滑流状态下,排气管中间环缝的引射流量上升18.3%,排气管末端环缝引射流量上升0.27 kg/s;在有滑流状态下,中间环缝引射流量保持在0.174 kg/s左右基本不变,末端环缝引射流量相对增加了35.8%,混合管段长度变化对末端环缝引射影响较大。排气管外管温度分布具有不对称性,滑流引入后,表面平均温度下降15 K,降幅4%;混合管段壁面温度受引射出口回流区和高温排气影响略有升高。     

球面收敛二元矢量喷管气动及红外特性研究:模拟地面状态

采用数值模拟方法对涡扇发动机排气系统球面收敛二元矢量喷管的气动和红外辐射特性进行了研究，研究仅针对地面状态和俯仰偏转.结果表明:俯仰偏转角在小于20°范围内，俯仰偏转对排气系统推力系数和总压恢复系数的影响微弱，气动推力矢量角与俯仰偏转角几乎相等；由于气体的容积性热辐射特征，喷管俯仰偏转角的变化引起高温喷流红外辐射的方向性变化明显，喷管俯仰偏转时的热喷流在3~5μm波段红外辐射呈现一定幅度的增加；排气系统在3~5μm波段的红外辐射峰值随俯仰偏转角的增加而趋于减小，其出现位置小于俯仰偏转角；在大的俯仰偏转角下，排气系统在垂直探测平面上方的红外辐射较无矢量偏转情形有所降低，但在探测面下方却有明显的增强，导致另一个峰值的出现.      

叶栅式反推力装置开启过程的三维非稳态数值模拟与分析

针对涵道比为8的涡扇发动机叶栅式反推力装置，计算分析了反推力装置运动部件在不同运动控制规律下的开启过程对外涵流场、风扇背压、阻流门受力等影响。结果表明:在反推力装置开启过程总时间一定时，随着阻流门开始旋转的时间点向后推移，风扇背压的脉动强度增大，而阻流门受到的气动载荷会减小，存在折中的阻流门开始旋转时间点，即移动外罩开启1/3后阻流门开始旋转；开启反推力装置总时间变化对风扇背压脉动强度和阻流门受力的影响较小；紧急停飞状态下开启反推力装置，风扇背压脉动强度最大值达到20%，超过允许值，而阻流门所受到的最大气动载荷达到4500N，相当于正常开启反推力状态下的4倍以上。      

主流压力梯度对气膜冷却效率影响的数值研究

分别对收缩通道、扩张通道和直通道中亚声速主流条件下的气膜冷却进行数值模拟，对比分析了不同主流压力梯度、次流吹风比条件下的主流和次流流场、温度场特征。研究结果表明:引起气膜冷却效率变化和不同发展趋势的因素可归结为主流边界层厚度、主次流自由剪切混合程度、肾形涡的强度和位置等因素。相对于零压力梯度的主流条件，在吹风比较小(M=0.25)的情况下，主流的逆压力梯度一方面增厚边界层、增强了气膜射流对主流的穿透，另一方面减小了肾形涡的强度，综合作用的结果是气膜平均冷却效率提高了4.91%。在吹风比较大(M=2)的情况下，主流的顺压力梯度扼制主流边界层的发展、抑制气膜射流的穿透能力，降低肾形涡涡核的位置，从而提高气膜冷却效率达17.40%。