基于内窥式PIV的回流燃烧室冷态内流场测量

为了突破传统测量光路限制,实现对航空发动机三头部全尺寸回流燃烧室模型试验件内部冷态流场精细化测量,自主搭建了一套内窥式PIV测量系统,在自模区工况下对其内部冷态流场进行了测量调试。结果表明,在壁面之上预设内窥小孔即可实现测量光路布置,采用大焦距光学适配接口能够很好的解决相机内窥镜成像圈较小的技术难题。通过缩短相机内窥镜工作距离和采取多种消光措施大幅提高了测量空间分辨率和信噪比,最终实现了模型燃烧室内部冷态流场精细化测量,获得了内部流场结构信息。     

燃料射流隔板对受限超声速反应混合层流场和燃烧特性影响

为了研究燃料射流隔板壁面扰动对于受限超声速反应混合层流场和燃烧特性的影响,基于抽象物理模型激波和膨胀波理论推演,得到了隔板诱发壁面扰动下的受限超声速反应混合层流场结构,并采用数值模拟方法进行了验证。数值结果表明,隔板诱发壁面扰动下的受限超声速反应混合层流场主要由冷态主导,且相对无隔板扰动多了回流区、激波、膨胀波、波与反应混合层相互作用等复杂现象。在此基础上,对于不同隔板厚度计算的结果表明,随着隔板厚度的增加,隔板下游的回流区增大,上下膨胀产生的压力不平衡加剧,反应混合层会产生偏斜,回流区厚度和偏斜距离与隔板厚度成正比。此外,第一道反射激波存在降低点火延迟的作用,且存在一个隔板厚度阈值,阈值以下随着厚度增加点火延迟随之降低。同时,后续的多道反射激波导致混合层发展的局部起伏和局部燃烧增强。     

多点喷射贫预混喷嘴流场及排放特性研究

基于燃料喷射孔与旋流器中空叶片相耦合的发展趋势和避免贫预混喷嘴发生回火和自燃,本文提出了一种新型的带收敛出口、壁面开冷却孔且中空叶片叶背开喷射孔的多点喷射贫预混喷嘴,采用试验研究了其流场和污染排放特性,并采用数值计算对流场和燃料/空气混合特性进行了补充研究。结果表明：主回流区脱离喷嘴出口一段距离,有利于产生脱体火焰而防止发生自燃和回火,且本文喷嘴出口温度监测结果也证实了在喷嘴内未发生自燃和回火;不同压力状态下喷嘴出口截面混合不均匀度SMV（Spatial Mixing Variance）均在4.7%左右,满足低污染燃烧室SMV低于5%的要求;并且污染物排放试验结果表明贫预混喷嘴能同时满足NOx和CO排放要求(@ 15% O2)的Φdome范围较宽,为0.65-0.82,能减少其应用在全环燃烧室的分级数,另外当Φdome低于0.70时,贫预混喷嘴的NOx排放低于10ppmv(@ 15% O2)。本文提出的新型贫预混喷嘴能满足燃气轮机低污染排放要求。     

中心分级燃烧室头部冷态流场特性实验研究

为了深入研究中心分级燃烧室的流场特性,采用PIV方法对其头部冷态流场开展了实验研究,重点分析了中心分级燃烧室头部流场的结构特征以及主燃级旋流数对头部流场的影响。实验结果表明：中心分级燃烧室头部典型流场结构形成一个较大的中心主回流区、较小的端部回流区及角回流区,主、预燃级气流的相互耦合过程分为独立射流、气流掺混和气流合并三个阶段。主燃级旋流数对头部流场结构影响较大,随主燃级旋流数增大,主、预燃级气流耦合作用减弱,回流区分布形态发生较大变化,新的流场结构特征为中心主回流区范围明显收缩,端部回流区向下游延伸,在主、预燃级之间剪切层形成较长回流区。针对该中心分级燃烧室头部,主、预燃级气流由耦合流动变为解耦流动的临界主燃级旋流数为0.8~1.0。     

旋流数对小限制率旋流喷雾及火焰特性的影响

分布式贫油直喷（Distributed Lean Direct Injection,DLDI）燃烧室是国外多点贫油直喷（MLDI）燃烧室的实用发展形式。本文对DLDI燃烧室的主燃级单元LDI开展研究,主要关注外旋流器旋流数（Sn）从0.65降低到0.33对流场、喷雾和火焰结构的影响。利用FLUENT软件、采用雷诺平均方程（RANS）对时均流场进行求解;利用离散相模型（Discrete Phase Model）对喷雾散布进行模拟;利用Mie散射和激光粒度测量仪对喷雾散布和SMD（Sauter Mean Diameter）进行测量,并对仿真结果进行验证;利用高速摄像机拍摄火焰结构。研究结果显示Sn变化直接改变流场结构：随着Sn的减小,外旋流射流对内旋流射流的压制逐渐变强,内旋流射流的张角和中心回流区尺寸都逐渐缩小;尤其在Sn为0.33时,角涡回流区演化成壁面回流区。流场变化影响液雾散布：Sn在0.38~0.65区间时,喷雾核心主要由内旋流射流输运,喷雾张角由内旋流射特性决定;当Sn为0.33时,喷雾核心会在自身惯性下射入外旋流射流,在外旋流射流以及壁面回流区的作用下均匀散布。喷雾散布结果表明喷雾核心射入外旋流射流时更有利于液雾的散布。火焰结构的研究结果显示在小限制率条件下,Sn为0.33时,中心回流区回流量不足、无法稳定火焰,此时形成的壁面回流区创造了新的稳火点来帮助稳定火焰。     

激光冲击强化对加力燃烧室火焰探测器焊缝的影响

为了研究激光冲击强化(LSP)后加力燃烧室火焰探测器焊缝位置异常开裂原因,采用X射线衍射方法和金相方法对激光冲击强化效果进行分析,并利用扫描电子显微镜对断口进行了观察。在Abaqus有限元分析软件中建立了与观察到的焊缝缺陷相似的有限元模型,对焊缝缺陷的LSP处理及冲击波传播过程进行了模拟分析。试验结果表明:具有较好材料完整性的区域经LSP处理后,表面会预置较大残余压应力,同时表面金属晶粒得到细化,疲劳裂纹会在焊缝缺陷位置萌生和扩展。有限元分析结果表明:存在分层缺陷的焊缝经LSP强化后,冲击波会在分层缺陷处产生反射,造成分层位置发生开裂,形成裂纹源造成疲劳开裂。根据试验和仿真分析结果,为提升火焰探测器焊缝激光冲击抗疲劳效果,建议优化焊接工艺,提高焊接质量。     

一体化加力燃烧室支板雷达隐身修形仿真

为获得一体化加力燃烧室中支板的雷达隐身修形角度对发动机后向雷达散射截面（RCS）的影响规律,支撑一体化加力 燃烧室雷达隐身修形设计,以配装轴对称喷管的某型发动机为载体,利用弹跳射线法（SBR）和物理绕射理论（PTD）方法进行了电 磁散射特性仿真,分析了支板倾斜角度和斜切角度对发动机后向RCS的影响。结果表明：对一体化加力燃烧室支板尾端进行雷达 隐身修形设计能够显著降低发动机后向RCS均值,可使发动机后向0°~30°范围RCS均值下降40%以上;在配装轴对称喷管的情况 下,支板倾斜角的选取应重点避开88°~98°区域,斜切角的选取应重点避开0°~8°区域,当支板尾端倾斜角为68°、斜切角为16°时, 一体化加力燃烧室具有较好的雷达隐身效果。     

燃烧室压强随机分布的模拟及响应

采用混合同余法与变换抽样法对固体火箭发动机纤维缠绕燃烧室压强的多种随机分布进行了模拟，并结合蒙特卡罗随机有限元方法分析了该在正态分布压强作用下的力学响应。其结果中用于此类结构的可靠性评估与设计。     

液氧/甲烷高压补燃火箭燃烧室研究

采用一台小型推力室对液氧/甲烷推进剂的高压补燃火箭燃烧室进行了实验评估,富燃预燃室和主燃室均单独进行了试验.预燃室/主燃室装置的试验条件是:主燃室压力7—9.6MPa,混合比3.1—3.7.预燃的燃气温度760—1070K,推力范围4.6—6.4kN.试验评估了在使用不同类型的主喷注器和预燃室喷注器时,预燃室和主燃室的燃烧性能、主燃室内的热通量分布以及室壁和喷嘴表面的积碳特性.此外,还推导了表征主燃室燃烧效率的经验公式.实验装置的任何部位均未出现严重的积碳,也未检测到由于室壁的积碳而引起热通量的明显减小.     

端面燃烧发动机燃烧室壳体的新型热防护方法

以一种全新的概念,提出了端面燃烧发动机燃烧室壳体的新型热防护方法——整体人工脱粘法。并论述了新型热防护方法的原理及有关问题,这种新型热防护方法可以直接浇注,工艺简单,使用方便,满足发动机工作可靠性的要求,这种新型热防护方法值得推广使用。