可调汽蚀文氏管试验研究

通过对两种可调汽蚀文氏管的试验研究,掌握了其流量调节性能和流量特性,获得了可调汽蚀文氏管的针锥具体位置与其流量的对应关系,解决了试验过程中遇到的滚珠丝杠自锁、电机调节精度和可重复性较差的问题。所得结果为可调汽蚀文氏管的实际应用奠定了基础。     

双燃烧室冲压发动机直连式实验与数值仿真

通过直连式实验和数值仿真,对双燃烧室冲压发动机的流场结构和性能进行了研究.数值仿真采用了半全局多步化学反应机理,计算的压力分布和实验结果基本一致,计算结果表明:中心高温富油燃气与边区空气在混合层内快速反应,热力喉道出现在约0.9m处,出口处的燃烧效率达到了较高水平.提出了结合直连式实验和数值计算的性能估算方法,结果表明:双燃烧室发动机在马赫数为4,高度为17km状态时具有较高的性能,当燃油当量比为0.9时,发动机内推力为8.3kN,内推力比冲为12.29kN·s/kg,更高的燃油当量比将导致超燃进气道不起动.      

结构参数对可调节针栓喷注器喷雾特性的影响

为揭示结构参数对可调节针栓喷注器喷雾特性影响规律,综合采用高速摄影和Malvern技术,对液/液针栓喷注器进行雾化试验,分析阻塞比、套筒扩张角等结构参数对流量系数、喷雾锥角和SMD等指标的影响。试验结果表明:阻塞比和套筒扩张角对流量系数影响较大; 动量比相同时,阻塞比对喷雾锥角、SMD及空间分布影响较为显著,是由于局部...     

高空模拟试车台主被动引射方案数值研究

采用二维轴对称雷诺平均方程和Spalart-Allmaras湍流模型,对一大面积比火箭发动机高空模拟试车台在不同引射方案下发动机启动至稳定运行过程中不同室压下的流场结构进行了数值模拟.空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进.结果表明,采用启动段主动引射、主级段被动引射的...     

RBCC燃烧室超声速反应混合层特性的大涡模拟

以飞行马赫数为4.5Ma的RBCC发动机典型工作状态为研究背景,采用大涡模拟研究了支板火箭射流和空气来流形成的超声速反应混合层的掺混燃烧过程,获得了燃烧室内详细的流场结构和流动特征,分析了强射流条件下超声速反应混合层的特性。结果表明由于速度梯度的存在,火箭射流进入燃烧室后与空气来流形成环形剪切层,剪切层内丰富的旋涡结构主导火箭射流和空气来流的掺混燃烧,随着湍流能量的串级输运,化学反应过程中释放的能量将被转化成细观尺度的湍流动能,大尺度旋涡将能量传递给小尺度旋涡并最终耗散,细小尺度的旋涡一方面能够促进燃烧反应物的掺混并强化燃烧过程,另一方面会给化学反应过程带来强烈的脉动,使得局部火焰淬灭,火焰结构表现出明显的非定常性。     

第二喉道超声速引射器启动性能理论研究

为了给带第二喉道的超声速引射器的工程设计提供设计依据,提出了一套快速分析其启动性能的方法.该方法采用特征线方法分析一次流喷嘴出口流场,结合Korst再压缩判据确定引射器盲腔压力,采用一维控制体方法计算第二喉道引射器的下游流场.采用该方法可以较好地估计第二喉道极限面积比、最小启动压比以及对应的盲腔压力.研究了一次流物性参数比热比和3个几何参数对引射器启动性能的影响.结果表明:该启动性能分析方法具有较好的一致性;较低的盲腔压力对应较高的最小启动压比.      

火焰稳定器截面燃油浓度分布的测量

本文研究了用电保温取样感头和连续取样的燃气分析方法在高速气流中测量火焰稳定器截面燃油浓度分布的试验技术。测定了稳定器截面气流速度与方向,修正了气流方向对取样精度的影响。确定了测量稳定器截面燃油浓度分布的等流动取样方法。取样总误差为±5％的量级。     

油珠在火焰稳定器表面的溅跳雾化及集油率测量

在进口气流速度50～100m/s,喷嘴压降0.59～1.86MPa,喷嘴直径0.54mm,温度273～473K,V型火焰稳定器顶角40°、45°,槽宽45、80mm的条件下,试验研究了直射式喷嘴的液雾射流在稳定器表面的溅跳雾化现象,并详细叙述了用燃气分析法测定稳定器表面集油率的方法,取样总误差为±5%.     

多喷嘴超声速引射器启动性能试验

建立了多喷嘴超声速引射器试车台,采用燃气作为一次流驱动工质对多种多喷嘴构型引射器的启动性能进行了试验研究。试验结果表明:相对于环型引射和中心引射,具有较高一次流马赫数的多喷嘴引射在增强混合的同时引入了额外的压力损失,其启动所需要的第二喉道面积更大、最小启动压力更高;引射喷嘴个数越多、管道马赫数越高、引射喷嘴出口马赫数越高,则所需启动压力越高;引射喷嘴出口马赫数越高,所获得的盲腔压力越低;二次流的"助推"作用可以在一定程度上改善引射器的启动性能。     

稳定器对油雾射流穿透深度与最大浓度线的影响

稳定器水平安放时油雾射流的穿透深度与最大浓度线 二元试验段、连续取样的燃气分析系统及实验方法的详细说明见文献[2、3]。 稳定器与油雾射流的相对位置如图1所示。在试验段中安装了火焰稳定器之后,使流场发生了改变,火焰稳定器既改变了气流的方向,又改变了气流速度的大小,而且在稳定器截面不同点处气流速度的方向与大小又各不相同,因此对油雾射流的穿透深度和最大浓度线必然产生影响。