航空动力百年回顾（四）

5　涡轮风扇发动机　　 2 0世纪 5 0年代初 ,前苏联的РД9Б和美国的J5 7发动机分别配装的米格 1 9和F1 0 0歼击机的飞行速度都超过了声速 ,达到 1 3 5 0～ 1 45 0km/h ;5 0年代后期 ,Р1 1Ф -3 0 0和J79发动机各自配装的米格 2 1和F4歼击机的飞行速度都超过 2倍声速 ;60年代 ,美国的J5 8发动机配装的SR71高空高速侦察机和前苏联的P3 1发动机配装的米格2 5战斗机的马赫数达到 2 .7～ 3 .0 ;70年代投入航线的英法合作研制的奥林帕斯 5 93发动机配装的“协和”号是 2倍声速的大型客机 ,从伦敦飞到纽约仅需 3h2 0min。这些都是加力式涡喷…     

富氧补燃循环发动机启动过程

启动过程是液体火箭发动机研制中的重点和难点,解决大推力补燃循环发动机启动问题的主要措施应为:通过控制预燃室的燃料流量以有效地将预燃室的组元比控制在合理的范围内,并可以控制发动机的启动速率;燃烧室点火时预燃室应有较高的压力,同时应通过推力室燃料路的节流来减小燃烧室压力的上升速率;对于自身启动发动机,较高的入口压力有利于发动机启动。这些措施解决了富氧补燃循环发动机的启动问题,可供同类发动机的研制借鉴。     

多孔陶瓷蒸发腔火焰稳定性研究

对陶瓷蒸发腔稳定器用于模型加力燃烧室的火焰稳定进行了初步的实验研究及分析。结果表明：由于陶瓷材料的多孔性质，不仅对燃油有很强的吸附及参透能力，而且可以大在改善燃油的蒸发条件，加快化学反应速度。因此，与金属稳定器相比，陶瓷蒸发腔稳定器具有火焰稳定范围，再点火性能好及能减弱或消除振荡烧等特点。性能占明显优势，但强度可靠性有特进一步考验。     

用高低压涡轮间补燃提高双轴涡扇发动机性能

基于双轴涡扇发动机热力学模型，采用高低压涡轮间补燃的方法，实现了对发动机性能的改善，研究分析了高低压涡轮间补燃对发动机高度特性，速度特性以及转速特性的影响，计算结果表明采用高低压涡轮间补燃的热力循环后，发动机的推力明显提高，耗油率基本保持原来的水平或有所降低。     

尾缘吹气稳定器缝宽对燃烧性能影响的试验

为了探讨尾缘射流出口缝宽对燃烧性能的影响,在来流λ_m-0.1,0.18,0.25和丁T_m-53,63,3 K状态条件下,分别对缝宽为1,2,4 mm的尾缘吹气式稳定器和V型稳定器的燃烧性能进行了试验研究,对比分析了它们的贫熄特性、温度分布和燃烧效率.燃烧试验结果表明缝宽对尾缘吹气式稳定器燃烧性能有明显影响.在本模拟条件下,缝宽较窄的稳定器贫熄边界较宽,缝宽为1 mm的尾缘吹气式稳定器贫熄边界最宽;从出口温度分布可以看出,缝宽小的尾缘吹气式稳定器高温区域较大;缝宽较小的稳定器燃烧效率较高,缝宽1 mm的稳定器燃烧效率最高.      

多孔毛细陶瓷稳定器背后火焰和回流区分析

多孔毛细陶瓷稳定器背后产生火焰是我们多次观察到的现象。通常认为，此处为高速区，不可能有火焰存在。经过反复观察分析认为：这是陶瓷的多孔毛细特性渗油蒸发的结果，产生强化燃烧效应，对组织燃烧有利。也由于陶瓷多孔毛细的作用，陶瓷稳定器后的回流区亦有别于传统钝体稳定器的回流区。逆流区不复存在。稳定火焰的机制也有不同，对组织燃烧亦将产生有利的影响。这些将使燃烧室的工作得到强化或改善。     

新型热混合效率公式及其在一体化加力燃烧室中的应用

为了解决国内外普遍使用的刘-谢热混合效率公式不能适用于有内热源流场(如加力燃烧)的问题,提出了一种新型的刘-杜热混合效率公式。该公式能够同时适用于有无内热源工况(如加力和非加力燃烧)下热混合效率的计算分析研究。基于公式推演结果,对新型热混合效率公式的取值极限进行了理论验证。通过同一非加力状态下与刘-谢热混合效率公式的对比分析,验证了新型热混合效率公式的正确性。接着,利用该公式研究了一体化加力燃烧室加力燃烧工况下波瓣混合器内扩张角对流体掺混过程的影响规律。在混合的后半段区域中,随着波瓣内扩张角增加,同一截面上混合流体对应的刘-杜热混合效率逐渐上升。在出口截面上,内扩张角25°模型对应的刘-杜热混合效率为0.779,相对于内扩张角0°模型增加了10.9%。     

尾缘吹气式稳定器后体角对燃烧性能影响的试验

通过数值模拟了后体角为60°,120°和180°三种尾缘吹气稳定器的回流区,试验测试了后两种稳定器的冷态雾化场、贫熄边界和燃烧效率,从而研究了尾缘后体角改变对其燃烧性能的影响.试验结果表明由于后体角直接影响回流区大小和雾化质量,从而影响稳定器的燃烧性能.燃烧试验表明120°尾缘吹气稳定器贫熄边界和燃烧效率优于后体角为180°的稳定器和槽宽大50%的V型稳定器.      

固冲补燃室内流场冷流模拟及显示

为了获得对固冲补燃室内混台的认识,以气体为介质进行了补燃室内流场的模拟,通过在气流中播入粒子,利用激光片光成像获取了补燃室内的混合图像对获取的不稳定的连续图像进行处理,获得了可用的稳态混合图像一另外,对其进行伪彩色处理获得了令人满意的结果,与测温法获得的数据进行了比较,结果表明,处理结果是可靠的,这种冷流模拟显示的方法可以用于同冲补燃室内的混合研究。     

RBCC引射火箭模态二次燃烧实验

为了提高RBCC引射火箭模态的推力性能,探索热力壅塞对引射模态推力的影响,开展了二次燃烧实验研究。引射火箭采用二元支板结构,燃气发生器采用多个喷管以加强混合,二次燃料喷嘴为小流量直流自击式喷嘴。通过实验,获得了燃料的质量流率、燃料喷射位置和物理喉道面积对推力的影响。结果表明:合适的燃料流量和喷射位置可以在静态条件下产生推力增强。