整流支板和火焰稳定器的一体化设计及性能分析

针对航空发动机高推质比、高隐身的需求,提出一种加力燃烧室整流支板和火焰稳定器一体化设计的方法,并开展了相关模型加力燃烧室的计算和试验研究.研究结果表明:采用一体化设计加力燃烧室,能够缩短加力燃烧室长度,大幅降低非加力状态的冷态流阻,明显改善发动机加力燃烧室的性能,提高发动机的推质比.可为解决高推质比、高隐身发动机技术提供了一种新的思路和研究方向.      

液体火箭发动机音叉式涡轮叶盘振动特性研究 (液体火箭推进专刊)

某液体火箭发动机采用整体叶盘音叉式涡轮转子，该转子盘-轴根部圆角试车考核中曾多次出现裂纹故障。为推断裂纹产生原因，通过数值计算及模态实验获取了该转子受力状态、振型、阻尼比等结构振动特性。结合振动信号分析，将裂纹故障原因聚焦到叶盘的二节径型振动。通过高频速变压力测量，得到涡轮流场内压力脉动数据，间接获取了该转子工作状态下的振动特性。试验表明被测涡轮转子流场通道内，分频幅值最大压力脉动对应涡轮转子2节径前行波振动，幅值约为11KPa。分析确定涡轮叶盘二节径振动是故障产生的主要原因。     

液体火箭发动机音叉式涡轮叶盘振动特性研究

某液体火箭发动机整体叶盘音叉式涡轮转子的盘-轴根部圆角在试车考核中曾多次出现裂纹故障。为分析裂纹产生原因，通过数值计算及模态实验获取了该转子受力状态、振型、阻尼比等结构振动特性。结合振动信号分析，将裂纹故障原因聚焦到叶盘的二节径型振动。通过高频速变压力测量，得到涡轮流场内压力脉动数据，间接获取了该转子工作状态下的振动特性。试验表明被测涡轮转子流场通道内，分频幅值最大压力脉动对应涡轮转子2节径前行波振动，幅值约为11kPa。分析确定涡轮叶盘二节径振动是故障产生的主要原因。     

基于热力学效应修正的诱导轮空化模型研究

液体火箭发动机的诱导轮抽吸性能受到工质热力学效应的影响,低温工质的热力学效应对诱导轮空化工况下的工作性能影响尤为显著。由于热力学效应对气泡的增长有抑制作用,低温工质的热力学效应能改善诱导轮在空化工况下的工作特性,但目前国内对此问题的认识依然只停留在定性的层面。为了更准确地理解诱导轮在低温工质中的工作特性,必须定量地考虑这种由热力学效应所导致的影响。在Rayleigh-Plesset方程的基础上推导出了一种基于热力学效应修正的空化模型,并将此模型编译成程序模块应用于液体火箭发动机氧泵诱导轮的数值计算。对数值计算结果进行定量的后处理分析,并与发动机空化工况下的热试车数据进行对比验证了模型的准确性。     

整流支板和火焰稳定器的一体化设计加力燃烧室 性能的数值模拟

针对高推重比、高隐身航空发动机的技术需求,提出了1种带气膜冷却的加力内锥、整流支板和火焰稳定器的加力燃烧室一体化设计方法,对一体化加力燃烧室的温升、壁温分布、总压恢复系数、CO排放和燃烧效率分别进行了计算。结果表明：该方法在保证加力燃烧室燃烧性能不变的前提下,能将现有的加力燃烧室长度缩短1／5,并使加力内锥壁温降低33．3茗。为实现高推重比、高隐身动力技术提供了新的思路和研究方向。