多模态RBCC主火箭室压对引射流动燃烧影响研究

为了研究火箭冲压组合动力循环(RBCC)发动机主火箭室压对引射模态发动机性能的影响,针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,分析了引射模态亚声速飞行阶段发动机工作特点,采用发动机与飞行器前后体集成的全流道数值模拟计算方法,研究了主火箭室压对RBCC亚声速飞行阶段燃烧室流动燃烧及发动机性能的影响。结果表明:主火箭室压增至26MPa时,由于主火箭喷管面积扩张比相应增大,使得主火箭喷管出口射流欠膨胀程度没有增大,避免了Fabri壅塞现象的产生,同时增大的主火箭射流马赫数使主火箭射流对第一级凹腔下游二次流道的挤压作用明显减弱,综合作用使得Ma=0和Ma=0.8条件下引射比分别提高了22.4%和40.0%;全流道计算结果表明在亚声速飞行阶段,提高主火箭室压一方面提升了主火箭推力,另一方面提升了燃烧室及后体推力,综合作用使得发动机比冲分别提高了11.5%和25.3%。提高主火箭室压有利于提升宽范围飞行RBCC发动机亚声速飞行阶段发动机性能。     

超燃发动机内壁摩阻测量传感器研究

根据超燃发动机燃烧室的热环境参数进行传感器冷却换热及应变计算,研制了一种用于燃烧室高温环境直接测量摩阻的传感器,解决了传感器的高温隔热、冷却和灵敏度等问题,并进行了标定和校核。通过CARDC电弧加热器开展了初步的测试试验和数值模拟,结果表明,数值模拟和测试的摩阻相差达20%,雷诺比拟因子与文献中0.7~1.3符合较好。     

背压脉动引起的超声速进气道流固耦合振动分析

冲压发动机燃烧室压力脉动对进气道形成背压脉动,影响了进气道内流动的稳定性。采用数值仿真方法,研究了背压脉动作用下超声速进气道内非定常流动与局部弹性壁板的流固耦合振动问题,分析了壁板阻尼对进气道流固耦合振动问题的影响。结果表明,弹性壁板振动形成了"动态空腔"效应,大幅降低了激波串振荡幅值,增加了非定常流动稳定性。其中,无阻尼弹性壁板模型的激波串振荡幅值下降为刚性壁板模型结果的45.6%。通过增加壁板阻尼的方式,能够增强壁板振动的"动态空腔"效应。当刚度比例阻尼系数为10~(-4)时,激波串振荡幅值降为刚性壁板模型结果的43.7%。     

航空动压式油气分离器分离性能的实验研究

为了研究航空发动机动压式油气分离器的分离性能,采用容积法判别分离效率,并以此为据对结构形式、筒体直径及长度、入口管倾斜角和出气管长度等因素对分离性能的影响进行了研究。结果表明:采用内置式出气管与切向出油管相结合的形式,可使分离性能达到最佳;实验工况范围内,大的筒体直径更易于油气分离;入口管倾斜角存在最佳值,其值在10°~15°;当出气管长度取0.2~0.22倍分离器长度时,分离性能最佳;分离器长度过长会降低分离性能,实验条件下选5倍筒体直径为宜。     

复燃对液氧煤油发动机尾焰冲击特性影响研究

为了研究复燃对液氧煤油发动机尾焰冲击特性的影响,建立了液氧煤油发动机尾焰冲击数值计算模型,并基于模型研究了喷管出口距离平板3m,5m两种工况下复燃对尾焰冲击特性的影响。结果表明:模型考虑了发动机内部燃烧对尾焰冲击特性的影响,计算得到了主射流区的激波结构;复燃增大了尾焰自由射流区和壁面射流区的高温区域,改变了自由射流区和滞止区的形状结构;平板壁面压力随着径向距离增大而逐渐减小,并且3m工况时在1.8m和2.5m处分别出现2.5倍环境压力和1.5倍环境压力的波动,5m工况时在2m处出现1.5~2倍环境压力的波动,在波动之后平板壁面上压力很快降为环境压力,复燃对5m工况的波动较3m工况影响大。     

液体火箭发动机推力室壁瞬态加载三维热结构分析

为了预测再生冷却液体火箭发动机推力室壁的应变分布,研究内壁失效机理,使用有限元法对推力室壁进行了三维瞬态热分析,在瞬态热分析结果的基础上采用多线性随动硬化模型对推力室壁进行了三维弹塑性结构分析。计算结果表明,多线性随动硬化模型能够准确地模拟推力室内壁材料的应力-应变关系;内壁温度达到稳态的时间相比外壁要短得多,在预冷、试车和后冷开始约0.1s后内壁温度便已经接近稳态;瞬态加载三维热结构分析能够确定推力室内壁最先失效的危险点的位置在喉部上游冷却通道中心;推力室壁瞬态加载三维热结构分析得到的最大残余应变比稳态加载大15.7%。     

燃料分级对旋流火焰的动态特性影响研究

为深入研究分级旋流火焰特性,以分级旋流模型燃烧室为研究对象,对四个不同燃料分级比(Rf)条件下的分级旋流火焰进行了数值研究,在时均燃烧场特性分析的基础上进一步对燃料分级比为1和3两个工况进行了基于壁面建模的大涡模拟(WMLES)研究。结果表明:燃料分级比的改变会影响中心回流区(CRZ)的长度和宽度。燃烧室中截面的散点分布图能够显示出不同燃料分级比条件下的燃烧特征。燃料分级比为1时,燃烧室剪切层仅存在零散的涡破碎区;而燃料分级比为3时,伴随涡破碎区还出现了单螺旋分支进动涡核(PVC)。通过FFT变换获得的燃烧室内剪切层速度能谱主频与进动涡核的旋转频率相同,表明内剪切层速度脉动的产生与进动涡核有关。另外进动涡核会使流场内的燃料分布和燃烧模式发生周期性的变化,进而影响燃烧过程。调整燃料分级比在1附近,能够使分级火焰达到稳定燃烧降低排放的目标。     

深冷组合循环发动机吸气模态循环分析与设计可行域研究

为了研究类似SABRE3结构的深冷组合循环发动机,建立了基于部件法的发动机设计点热力学计算模型,提出了发动机氦循环新的循环效率和循环特征参数的定义。考虑发动机参数的物理限制条件及不同工质循环之间的相互影响,求解得到了空气路、氦气路重要参数的设计可行域。在可行域内开展了空气路和氦气路的循环分析,获到了冷却当量比、性能参数等主要参数的分布结果。结果表明:此发动机空气热功转换比ηt2为0.02～0.746。氦循环设计可行域受ηt2及换热器热负荷限制;循环起始温度和热负荷限制确定的情况下,ηt2越低氦循环可行域越窄。降低发动机冷却当量比的关键是:提高换热器1的氦出口温度以降低氦流量;当换热器1和换热器2的氦出口温度同时取得最大值时,冷却当量比取得最小值。换热器1和2的氦出口温度分别取1200K和1300K时,空气路可行域内冷却当量比为0.917～2.64。     

基于滑动时窗策略自适应优化支持向量机的航空发动机性能参数在线预测

针对传统航空发动机性能参数时间序列预测方法存在的不足,提出了基于滑动时窗策略自适应优化支持向量机(Support Vector Machine,SVM)在线预测模型。该方法解决了训练样本动态适应性差的特点和老旧数据信息影响预测模型精度的问题。在该方法中,滑动时窗策略实时更新时窗数据训练样本,最终误差预报准则(Final Prediction Error,FPE)自适应地确定嵌入维数,遗传算法(Genetic Algorithm,GA)则实时自适应优化SVM建模参数。应用航空发动机排气温度偏差值(Delta Exhaust Gas Temperature,DEGT)数据进行实例验证,结果表明基于滑动时窗策略的自适应GA优化的SVM (GASVM)在线预测模型比传统的GASVM预测模型预测精度有显著提高。进一步分析了预测模型不同时窗宽度对短期预测精度的影响,展示了1步～10步预测的效果,结果表明在线预测模型在不同时窗宽度下短中期(5步以内)预测效果良好且稳定。文中提出的在线预测模型可用于航空发动机性能参数的预测,实现对航空发动机未来性能变化的预警。     

水下超声速射流对上浮水雷受力特性影响研究

固体火箭发动机具有功率密度大、推力大等优势,常被用于上浮水雷的推进器。然而发动机在水下工作时燃气射流使流场压力发生剧烈脉动,进而影响发动机的推力性能及上浮水雷的受力特性。基于VOF多相流模型和理想气体模型,建立了上浮水雷在不同工作状态(欠膨胀、完全膨胀、过膨胀)下的数值模型,研究了水下燃气喷射流对上浮水雷的受力特性影响。结果显示,欠膨胀工况时,发动机推力平缓,大小为12.2KN,上浮水雷受力未出现负值;完全膨胀时,射流发生颈缩、胀鼓现象位置距离雷体较远,导致发动机推力及水雷壳体受力振荡不剧烈;过膨胀工况时,射流发生颈缩、胀鼓现象距离喷管较近,发动机推力发生剧烈脉动,产生21.37%的振荡幅度,胀鼓现象发生时,流场压力显著降低使得上浮水雷后体受力减小,壳体阻力增大,上浮水雷最大产生27KN的负推力。