短环燃烧室火焰筒冷却缝槽设计

提出了一种高性能短环形燃烧室火焰筒冷却缝槽的设计方法，分析了缝槽结构尺寸和形位公差对壁温，强度和寿命的影响，给出了缝槽参数及其公差范围，并根据试验结果指出了这种设计技术在解决壁温过高问题上的突破性意义，从而肯定了它在工程设计中的重要作用。     

涡扇发动机燃烧室部件故障分析

针对高压涡轮导向叶片烧蚀现象，分析了燃烧室非正好工作导致的故障，找出了故障产生的原因，并提出了火焰后移判断、控制起动超温等排除燃烧室故障的技术措施。     

超燃冲压发动机燃烧室的准一维计算与分析

在考虑有限速率化学反应的准一维Euler方程基础上，通过增加截面面积变化、壁面摩擦和添质的源项，发展了适用于超燃燃烧室性能分析的准一维计算方法。依次以中国空气动力研究与发展中心（CARDC）和日本国家航空与航天实验室（NAL）的氢燃料燃烧室模型作为验证算例，分别采用传统的一步反应模型和发展的有限速率反应模型，模拟了燃烧室流场，并基于NAL燃烧室，计算分析了不同当量比和进口压强对燃烧室流动特性的影响。结果表明：两种方法都能得到与实验数据吻合良好的结果；和一步反应模型相比，有限速率反应模型不仅可以更细致地捕捉流场细节，而且能够初步分析化学非平衡效应的影响；对于NAL燃烧室，当量比≥0.6时，压强随当量比的升高而增大，当达到1.0时，反压已推进隔离段，且推进速度随当量比增大而增加；进口压强不大于110.444kPa时，反压随进口压强增大而升高，且当反压不小于82.833kPa时，反压被隔离在等直段燃烧室入口处；过小的当量比和过大的进口压强均会导致燃烧室出口马赫数严重下降，甚至出现亚声速出流状态。     

多喷口气泡雾化喷嘴试验与分析

为研究气泡雾化喷嘴在环形燃烧室上的应用，设计了多喷口泡雾化喷嘴，并在常压下，测量了液雾特性，同时研究了喷口口径及个数对液雾特性和流量分布的影响。结果表明，多喷口气泡雾化喷嘴能产生良好的液雾，喷嘴下游，沿喷嘴长度方向，液雾的SMD及流量分布也较均匀，保持喷嘴压降不变，改变喷口口径及喷口个数，对液雾特性和流量分布无明显影响。     

涵道螺旋桨桨叶涡强度分布计算

本文依据开式螺旋桨理论 ,涵道后缘的库塔条件以及微元涡丝的诱导方程 ,建立了涵道螺旋桨叶片涡强度分布的计算模型并进行了数值计算。结果显示 ,涵道螺旋桨桨叶涡强度在桨尖处达到最大     

航空发动机主燃烧室稳定工作范围研究

应用火焰传播理论、二维两相紊流燃烧的k-ε模型、EBU-Arrhen ius模型、颗粒群轨道模型和AD INA软件,计算出了某型在研航空发动机在不同飞行状态下的主燃烧室贫油熄火时的流场、温度场和压力场;计算值与试验结果比较吻合,证实了数值模拟的合理性和可行性。     

液体火箭发动机推力室冷却通道流动与传热数值研究

采用气固耦合算法对液体火箭发动机推力室再生冷却通道的流动与传热过程进行了三维湍流流动与传热数值模拟，冷却工质为氢气，其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化。应用大涡模拟及标准k-ε双方程模型两种湍流模型分别进行数值模拟，详细揭示了再生冷却通道固体区和流体区内的速度场和温度场，并在不同的计算网格数目下对两种湍流模型的计算结果进行了对比。结果表明，在相同的网格条件下，标准k-ε双方程模型与实验数据的吻合精度比大涡模拟模型更好，且满足工程计算精度。随着网格数的增加，大涡模拟的计算精度逐渐得到改善。     

非壅塞火箭冲压发动机补燃室两相流数值模拟

采用颗粒轨道模型进行了非壅塞火箭冲压发动机补燃室两相流的数值模拟,其中铝颗粒的燃烧模型采用的是Davis扩散控制燃速的燃烧模型,建立了发动机补然室简单反应流模型,并在该模型下对某实验发动机进行了模拟,得出颗粒在补燃室内的分布,结果表明:与颗粒确定轨道模型相比,颗粒随机轨道模型更加适合模拟冲压发动机中的两相流动,并且颗粒的初始直径对颗粒燃烧效率有很大的影响。     

某型小涡喷发动机数控系统设计及试验

根据某型小涡喷发动机的控制要求,制定了数字电子控制系统的控制方案,设计了发动机起动、加 减速和稳态控制的控制规律。研制了数字电子控制器,完成了控制软件设计,并进行了控制系统半物理模拟试验。试验结果表明,设计的数字电子控制系统性能良好,满足某型小涡喷发动机的控制要求。