钇稳定二氧化锆火焰传感器的静态响应特性

以钇稳定二氧化锆（YSZ）火焰传感器为研究对象，利用马弗炉，在873~1 523 K的温度范围内，测量了YSZ火焰传感器对温度的静态响应，获得并分析了传感器的静态校准曲线与静态响应特性。结果表明，YSZ火焰传感器的线性度为12.88%，24 V激励电压下的平均灵敏度为10.02 mV/K，迟滞与重复性指标分别为2.13%和2.22%，传感器间的互换度为1.22%。采用Boltzmann函数能够较为准确地拟合YSZ火焰传感器的静态校准曲线，误差小于±3.5%。YSZ火焰传感器的非线性特征明显，精密度与互换性良好，灵敏度较高，总体性能良好。相较于火焰检测中常用的热电偶和离子火焰传感器，YSZ火焰传感器对火焰温度的响应信号更为稳健，能够有效提高火焰检测的准确度与可靠性。      

驻涡燃烧室发散冷却方案试验

设计了两种适用于驻涡燃烧室的发散冷却结构,发散孔的倾角分别为30?和150?,并通过试验研究了两种冷却结构在不同位置处,不同温比及吹风比条件下的冷却效果.试验结果表明,两种冷却结构均具有较高的绝热效率;两种结构的绝热效率随主流温度或吹风比的变化规律相同;凹腔前壁面的绝热效率最高,后壁面的绝热效率最低;在相同试验条件下,倾角150?冷却结构的绝热效率高于倾角30?冷却结构的绝热效率;随着冷却气量的减小,两者之间的差距逐渐增大.最后,通过数值计算方法对试验结果进行了分析.      

声能喷嘴供油级间驻涡燃烧室的性能试验

对一种采用声能喷嘴供油方式的级间燃烧室进行了性能试验研究.试验结果表明:当进口马赫数为0.20~0.40,燃烧室的熄火余气系数为25~35,燃烧室的稳定工作范围较宽;随余气系数增大,出口温度分布均匀性提高;燃烧效率为96%~98%,随余气系数减小,燃烧效率降低;进口马赫数对点火性能、熄火性能、出口温度分布和燃烧效率的影响较小;壁面热点温度出现在凹腔的后壁面;总压损失系数为0.03~0.11,热态时比冷态时高0.015左右; CO和NOx的排放指数分别为20~46和0.9~2.1,进口马赫数、余气系数均对污染物排放有较大影响.      

单涡/贫油驻涡燃烧室的出口温度分布试验

采用试验方法对单涡贫油驻涡燃烧室的出口温度分布的影响因素进行了研究,通过分析试验数据得到如下结论:①凹腔气量对出口温度分布影响较大.随着凹腔气量的增加,出口温度分布系数(OTDF)先增加后减小,与掺混射流的穿透深度有关.②燃油掺混温度对出口温度分布的影响也较大.当燃油掺混温度较小时,出口温度分布系数较低.随着燃油掺混温度增加,出口温度分布系数随之先增加后减小.③燃油供油量对出口温度分布也有重要影响.当燃油量增加时,出口温度分布系数随之先增加后减小.      

叶型甩油盘雾化特性研究

为提高甩油盘雾化质量,采用试验研究方法,对一种叶型甩油盘三个出口的液雾特性分别进行了研究,并与圆出孔甩油盘进行对比。研究表明,转速增加,液雾SMD (索太尔平均直径)减小,浓度变大;流量增加,液雾浓度变大,圆出孔甩油盘液雾SMD变大,叶型甩油盘液雾SMD变化不规律。甩油盘液雾SMD与浓度整体上呈反比,SMD大的地方浓度小,SMD小的地方浓度大。液雾SMD随径向距离增加先减小后增大,转速大于12kr/min后,SMD最小点距出口径向距离约20mm。相同流量、转速下,圆出孔甩油盘液雾SMD更小,但叶型甩油盘液雾均匀性更好,轴向分布范围更广。在叶型甩油盘出口后开槽可以显著减小液雾SMD,锯齿型出口可以增加液雾浓度及减小低转速下液雾SMD。     

垂直旋转圆盘边缘液体形态

为了解重力对旋转圆盘表面液体流动的影响,利用高速摄影,对垂直旋转圆盘边缘液体形态进行了试验研究。结果表明,与水平旋转圆盘边缘液体分为直接液滴、液柱和液膜3种形态不同,垂直旋转圆盘边缘液体分为液柱、液膜和柱膜纠缠3种形态。垂直旋转圆盘底部与顶部液体形态并不一致。底部未出现液膜形态,当流量不大于24 g/s时,为液柱形态;当流量大于等于30 g/s时,为柱膜纠缠形态。当流量为12~21 g/s、转速为1 000~2 100 r/min,顶部出现液膜形态;当流量小于12 g/s时,顶部为液柱形态;当流量大于12 g/s时,液柱形态消失,由柱膜纠缠形态取代。由于重力影响,垂直旋转圆盘边缘液体形态变化程度远大于水平旋转圆盘;在流量大到一定程度后,圆盘底部形成液柱形态需要的转速会大大增加。      

一种一体化加力燃烧室的数值模拟

为适应新一代航空发动机高推质比的设计要求,设计出一种一体化加力燃烧室方案,利用截尾支板与带凹腔的分流环组合结构取代了传统火焰稳定器。对该方案进行了数值模拟研究及试验验证,结果表明:在该一体化加力燃烧室内涵中有3个低速回流区;截尾支板结构不仅起整流支板的作用,还能够起到火焰稳定器的作用;燃烧效率在90%～93%之间,流阻系数约为0.26;在所研究的工况下总压恢复系数均高于0.975,且主要的总压损失集中在截尾支板及分流环凹腔处。      

驻涡燃烧室冲击/气膜冷却方案试验

针对驻涡燃烧室的结构,设计了3个试验件,其中2个采用冲击冷却方式,另一个采用气膜冷却方式.分别在不同的冷却气量下对其进行试验,获得了它们各自的冷却效率的变化规律,并将各种冷却方式的冷却效率进行了比较.试验结果显示:冷却效率随着冲击雷诺数的增大而增加,但增大到一定程度时,冷却效率增加不再明显.当开孔面积一定时,开孔越密冷却效果越好;将3个试验件比较后发现,在冷却气量较大时,冲击冷却的冷却效率稍高,但冷却气量较小时,气膜冷却会比冲击冷却表现出更好的冷却效率.     

低速高温燃气流热模拟试验方法和设备

对比分析了两种气流状态参数和两种加热情况下典型前缘部件表面热流密度的相似性,论证了利用亚声速高温燃气流加热方式进行近地空间高超声速飞行工况气动热模拟试验的可行性.针对高超声速飞行器典型钝头锥结构提出“小喷口低速高温燃气流+石英灯”组合热试验方案.通过采用新型高效双腔蒸发管型燃气发生器、新型带保温夹层和耐高温陶瓷内衬的水冷不锈钢高温管道结构,同时引入电加热器预热及燃烧室两路供油方案,使所建低速高温燃气流热试验设备产生燃气流温度达到2100K,φ250mm喷口处平均径向温度分布梯度约3K/mm,具有线性温度控制功能且稳态控制温差约46K,满足24km、马赫数为6典型高超声速飞行器工况驻点区域高温/大热流密度气动热试验要求.      

双涡/贫油驻涡燃烧室的贫油熄火特性试验

对在燃烧室进口高速气流条件下工作的贫油双涡结构驻涡燃烧室,通过改变主流马赫数与温度和改变其凹腔几何尺寸进行贫油熄火性能试验.试验结果表明:①随着主流马赫数的增加,贫油熄火余气系数减小,主流速度是影响贫油熄火性能的最主要因素.②主流温度的升高对拓宽燃烧边界有利,但是在达到600K后,对贫油熄火余气系数的影响逐渐减弱.③双涡试验件后体进气量的增加可以使贫油熄火性能变差.④不同凹腔宽深比对贫油熄火余气系数的影响很大,综合各个试验件结果,深宽比为0.88的双涡试验件的贫油熄火性能最好.