CH_4/RP-3航空煤油混合燃料燃烧特性的实验研究

为研究甲烷添加对RP-3航空煤油燃烧特性的影响,在定容燃烧弹中获得初始温度420K,初始压力0.1MPa,当量比0.8~1.5和甲烷含量0~0.8工况下CH_4/RP-3航空煤油混合燃料火焰发展特性图片、火焰半径扩散速率、拉伸火焰传播速度、马克斯坦长度、无拉伸火焰传播速度和层流燃烧速度等燃烧特性,并分析了甲烷添加对混合燃料马克斯坦长度及层流燃烧速度等的影响。结果表明,CH_4/RP-3航空煤油混合燃料在当量比1.3,甲烷含量0工况时燃烧稳定性较差,但随着混合燃料中甲烷含量的增加,火焰前锋面逐渐趋于稳定;混合燃料当量比分别为0.8,1.0和1.2时,甲烷含量的增加对火焰半径扩散速率和拉伸火焰传播速度分别起促进、无明显影响和抑制作用;混合燃料马克斯坦长度曲线在当量比0.9~1.2交叉,当量比为0.8时,混合燃料马克斯坦长度随甲烷含量增加而减小,而当量比为1.3时,混合燃料马克斯坦长度接近于0,燃烧变得极不稳定;混合燃料层流燃烧速度峰值出现在当量比1.0~1.1内,当量比在0.9~1.1,甲烷添加对RP-3航空煤油层流燃烧速度影响较小,当量比大于1.1时,混合燃料层流燃烧速度随甲烷含量增加显著减低。     

刷式密封流动传热特性数值方法

开展了刷式密封流动传热特性数值方法研究,分别建立了刷式密封多孔介质、稳态实体与瞬态流固热耦合求解模型,设计搭建了刷式密封泄漏流动特性实验装置,在实验验证数值方法准确性基础上,对比分析了3种数值方法的差异性,研究了刷式密封流动传热特性,揭示了刷式密封的封严与传热机理。研究结果表明:在研究工况下,刷式密封多孔介质、稳态实体、瞬态流固热耦合模型泄漏量计算值与实验值的对比误差分别为9.8%~17.1%、8.1%~10%、6.92%~9.01%。刷式密封多孔介质模型计算速度较快,但需通过实验修正孔隙率,湍流模型对稳态实体模型流动传热特性结果影响较大,瞬态流固热耦合模型考虑了流场、刷丝及摩擦热三者间相互耦合作用,计算精度较高,但所需计算时间较长;同一压比下刷丝束温度从上游至下游逐渐增加,刷丝束最高温度随压比的增加而增大。气流流经刷丝间隙形成的节流效应致使泄漏气流能量耗散是刷式密封封严的主要原因,泄漏气流与刷丝表面间的对流换热是刷式密封摩擦热耗散的主要形式。      

基于流固热耦合的非金属迷宫密封泄漏特性与公式构造

建立了考虑齿变形的非金属迷宫密封泄漏特性流固热耦合数值求解模型,在验证求解模型准确性的基础上,研究了聚醚醚酮（PEEK）、填充30%碳纤维增强聚醚醚酮（PEEK-CA30）和铝合金三种材料迷宫密封在不同压比、温度下的流场特性、结构力学特性与泄漏特性,并基于Vermes公式构造了考虑齿变形的非金属迷宫密封泄漏量理论公式。研究结果表明:建立的迷宫密封流固热耦合模型可以准确计算非金属密封齿的变形量和变形后的泄漏量。在研究的三种材料中,采用PEEK-CA30材料密封齿的变形量相对较小,占密封齿径向长度的0.35%~0.67%,其密封性能较好,相比于未考虑齿变形密封的泄漏量增加1.2%~6.8%。当温度高于500 K,压比大于3时,采用铝合金材料密封齿的最大等效应力达到材料的屈服极限而引起密封件失效。所构造的泄漏量理论公式能够准确预测考虑齿变形的非金属迷宫密封泄漏量,为非金属迷宫密封泄漏特性分析提供理论依据。      

刷式密封临界承压能力流固耦合数值研究

采用以泄漏因子与有效间隙作为刷式密封临界承压能力的评价指标,基于ALE(arbitrary Lagrange-Euler)流固耦合方法建立刷式密封三维瞬态求解模型,分析三种不同结构的刷式密封模型在不同压差下的刷丝变形,研究临界承压能力对刷丝变形的影响。研究结果表明：随着上下游压差的增加,泄漏因子与有效间隙的值趋于稳定时的压差范围即为刷式密封的临界承压能力。所研究的基本型刷式密封临界承压能力为0.25～0.30 MPa,后挡板保护高度降低0.5 mm的刷式密封和轴向增加5排刷丝的刷式密封临界承压能力相对于基本型增加了16.7%～20.0%,降低后挡板保护高度和增加刷丝轴向排数可以提高刷式密封临界承压能力。随着上下游压差的增加,刷丝轴向最大变形量先增加,在上下游压差达到刷式密封临界承压能力时,刷丝之间间隙被压缩至接近最小,刷丝轴向最大变形量达到稳定。该研究成果为刷式密封的结构设计提供理论依据。     

凹槽射流对袋型阻尼密封泄漏特性与动力特性影响机理

采用非定常动网格技术建立了袋型阻尼密封泄漏特性和动力特性多频椭圆涡动求解模型,在验证求解模型准确性的基础上,研究了压比、转速和凹槽位置不同时凹槽射流对袋型阻尼密封泄漏特性与动力特性的影响,分析了袋型阻尼密封轴向与周向的流速和压力分布特性,揭示了凹槽射流对袋型阻尼密封泄漏特性和动力特性的影响机理.研究表明:凹槽射流增强了...     

甲烷摩尔分数及初始压力对甲烷/RP-3航空煤油混合燃料燃烧特性的影响

采用定容燃烧实验装置获得初始温度为450K、初始压力为0.1~0.3MPa、当量比为0.7~1.5以及甲烷摩尔分数为0~0.8工况下甲烷/RP-3航空煤油混合燃料火焰发展特性图片、马克斯坦长度和层流燃烧速度等燃烧特性,分析甲烷摩尔分数及初始压力对甲烷/RP-3航空煤油混合燃料燃烧稳定性及层流燃烧速度的影响。结果表明:当量比为1.3时,随着甲烷摩尔分数增加,甲烷/RP-3航空煤油混合燃料燃烧趋于稳定,初始压力对燃烧稳定性影响较大,随着初始压力增加,燃烧稳定性变差。混合燃料马克斯坦长度随当量比增加而减小,当甲烷摩尔分数增加时,混合燃料马克斯坦长度减小趋势变缓,当初始压力增加时,混合燃料马克斯坦长度减小趋势明显变缓。混合燃料层流燃烧速度随当量比增加呈现先增大后减小的变化趋势。当甲烷摩尔分数为0、0.4和0.6时,随着甲烷摩尔分数增加,混合燃料层流燃烧速度逐渐增大,当初始压力为0.1、0.2、0.3MPa时,随着初始压力增加,混合燃料层流燃烧速度显著降低,随着甲烷摩尔分数和初始压力的增加,混合燃料层流燃烧速度峰值有向当量比大的区移动的趋势。      

初始温度对CH4/RP-3航空煤油混合燃料层流燃烧特性的影响

采用定容燃烧实验装置对初始压力为0.1MPa、当量比为0.7~1.5、甲烷体积分数为0、0.4和0.8，以及3种初始温度工况下，CH4/RP-3航空煤油混合燃料层流燃烧特性进行实验研究。获得混合燃料火焰发展图片、层流燃烧速度和马克斯坦长度等,并分析初始温度对CH4/RP-3航空煤油混合燃料层流燃烧速度及燃烧稳定性的影响。结果表明,当火焰拉伸率趋于0时,非线性拟合方法NLM2(nonlinear fitting method 2)能够准确预测拉伸火焰传播速度随火焰拉伸率变化规律,外推可获得较为准确的无拉伸火焰传播速率。初始温度对稀混合燃料火焰传播速度的影响较大,而对化学当量比和浓混合燃料火焰传播速度的影响较小。3种甲烷体积分数混合燃料的层流燃烧速度均随初始温度增加而增加。当初始温度为420K时,马克斯坦长度随当量比减小最快,而当初始温度为480K时,马克斯坦长度减小最慢。在稀混合气和化学当量比工况,随着初始温度增加,混合燃料马克斯坦长度减小,混合燃料燃烧稳定性变差,而在浓混合气工况,各初始温度马克斯坦长度趋于一致,此时,初始温度增加对燃烧稳定性影响较小。      

多级刷式密封级间压降分配影响因素数值与实验研究

多级刷式密封级间压降分配直接影响刷式密封的封严特性和使用寿命,现有多级刷式密封结构存在各级压降不均衡导致密封提前失效的问题。本文建立多级刷式密封三维实体流固耦合求解模型,设计搭建多级刷式密封实验装置,在数值计算与实验测试结果相互验证的基础上,研究了工况参数与结构参数对多级刷式密封级间压降分配的影响规律,揭示了多级刷式密封级间压降不均衡性的产生机理。研究结果表明：在本文研究工况下,相同结构的两级刷式密封各级压降占比分别为32%~35%和65%~68%,三级刷式密封各级压降占比分别为21%~27%、27%~32%、41%~52%,多级刷式密封各级承担压降逐级增大,进出口压比对级间压降分配影响不大;增大刷丝束与转子表面间径向间隙、刷丝之间间隙以及后挡板高度均可改善各级压降分配,同时也会增加泄漏量;影响多级刷式密封级间压降均衡性的主要原因是逐级不均匀增大的体积流量,各级压降随体积流量逐级不均匀的增加而增大;增大下游级流道截面积可有效降低体积流量,平衡多级刷式密封各级压降。本文研究结果为多级刷式密封结构设计提供了理论依据。     

各级差异化多级刷式密封级间压降均衡性数值与实验研究

分析多级刷式密封级间压降分配特性理论,提出新型各级差异化多级刷式密封结构,基于流固耦合方法建立新型多级刷式密封三维实体计算模型,设计搭建新型多级刷式密封泄漏流动特性实验装置,数值与实验研究在不同工况条件下,结构参数对新型结构多级刷式密封级间压降均衡性和泄漏特性的影响规律。研究结果表明：传统结构多级刷式密封各级级间压降占比均衡性标准差为8.41,新型结构各级级间压降占比均衡性标准差最大为4.69,最小为2.07。相较传统各级相同结构,增大下游级有效流通面积的新型各级差异化多级刷式密封可有效改善级间压降的不均衡性。提高后挡板保护高度使得新型结构各级级间压降占比均衡性标准差最小,各级级间压降占比较接近,可明显改善新型结构多级刷式密封级间压降均衡性。减少刷丝束厚度和增大刷丝束与转子面间隙使新型结构多级刷式密封的泄漏量增大明显。     

航空发动机叶片叶缘随形磨抛刀路规划

航空发动机叶片是整机核心零件,其制造量占到30%以上。叶片叶缘具有大弯扭复杂曲面、薄壁圆角半径微小渐变、精度要求苛刻等特征,末端工序磨抛的精度和品质直接决定整机的性能与寿命。人工仍然是叶片叶缘磨抛的主要手段,然而粉尘危害健康、经验依赖性强、零件一致性差等不足决定了自动化磨抛是必然趋势。叶片叶缘自动化磨抛多采用砂轮横磨或纵磨的刀路规划方式,存在刀路不连续且分行密集、力控制困难等不足,易造成叶缘局部过切,难以保证圆角轮廓创成。为此,建立了砂带包络叶缘的螺旋进给力控磨抛工艺,提出了面族与复杂曲面高阶切触的随形磨抛路径规划方法,实现了叶片叶缘的宽行高效磨抛。首先对叶缘区域进行横磨刀路规划,然后依照圆弧拟合曲线原理进行高阶切触式包络段再规划,最后进行横纵混合磨抛路径规划实现螺旋式连续进给。针对航空发动机叶片开展仿真和实验验证,结果表明所提出的方法相比于传统的横磨或纵磨方法,可将刀触点减少78.8%,轮廓精度由-0.06~+0.07 mm提高到-0.015~+0.05 mm,表面粗糙度由R_a>3.2 μm提高到0.175 μm,并且有效保证了叶缘轮廓形状,避免了过切现象。