冲压发动机试车台空气燃烧加热器流量参数计算

给出了空气燃烧加热器热力计算方程,计算得到了燃烧加热所需燃料流量以及补氧量随模拟飞行马赫数变化曲线,分析了加热器压力对加热所需燃料流量以及补氧量的影响。计算分析结果可为冲压发动机试车台空气燃烧加热器设计提供参考。     

不同燃料燃烧加热对超燃冲压发动机性能影响的分析与评估

为了评估不同燃料燃烧加热的空气污染对超燃冲压发动机性能的影响,重点研究了相同流动匹配条件下四种不同燃料燃烧加热的超燃冲压发动机性能(氢、甲烷、酒精和煤油)。对相同流动匹配条件下,地面模拟飞行Ma=6,高度25km的超燃冲压发动机流道性能采用数值模拟进行了评估,并将之与飞行条件下的发动机性能进行了对比分析。结果表明,不同加热方式对进气道升力和升阻比有显著影响(升力最大差异>8%,升阻比最大差异>6%),对超燃冲压发动机性能也有显著影响,比推最大差异97N·s/kg,燃烧效率最大差异11%。      

基于气化煤油喷注的RBCC燃烧室亚燃模态燃烧组织研究

针对RBCC发动机亚燃模态进行主动冷却的情况下,煤油发生气化后喷入燃烧室的燃烧组织开展研究。在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭高温射流作为引导火焰可以实现支板喷注二次燃料的可靠点火和稳定燃烧,当煤油喷注前加热到气化/超临界态时,燃烧室最高压力相比于室温液态煤油提高约10%左右。当关闭一次火箭后,利用凹腔成功实现火焰稳定,而使用室温液态煤油喷注时,凹腔内无法实现火焰稳定。通过数值模拟获得了不同喷注方案的燃烧室燃烧流场特征和燃烧组织过程,为进一步优化燃烧室的性能提供依据。结果分析表明通过合理布置燃料支板喷注位置,由燃料支板下游集中的燃料热释放使得气流在扩张燃烧室构型中实现"热力壅塞",通过燃料分配实现燃烧室内合理的燃烧释热分布,使RBCC发动机亚燃模态完成高效燃烧组织。     

Ma=4液体碳氢燃料超燃冲压发动机点火试验

在模拟飞行马赫数Ma=4,飞行高度H=20 km的条件下,针对不同燃料喷射方式、不同点火位置以及不同燃料当量比,进行了液体碳氢燃料超燃冲压发动机内点火过程的直连式试验研究。试验结果表明,在低飞行马赫数条件下,采用火花塞+引导氢的点火方式可以顺利实现单一点火位置条件下的火焰传播过程,并最终在整个燃烧室内实现各喷射位置燃料的燃烧;采用火花塞+引导氢的点火方式有利于实现煤油的点火、火焰维持与稳定燃烧;对于多位置喷油方案,引导氢与煤油的相对位置和当量比配比会使各喷射位置煤油的燃烧产生相互影响;试验最终在当量比0.66的条件下实现了煤油自持、稳定的燃烧。     

不同热值生物燃料燃烧特性数值模拟

采用标准k-ε湍流模型、涡耗散湍流燃烧模型、P-1辐射传热模型对二维简化燃烧室燃料甲烷气、沼气、生物质气的燃烧特性进行了数值模拟.通过比较不同截面的燃烧情况,分析燃烧室内的温度分布、NOx质量分数分布、流场结构,研究了不同热值燃料的燃烧特性.结果表明:在入口空气、燃料质量流量相同的条件下,随着燃料热值降低,燃烧温度降低,温度分布更均匀,NOx排放量减少,流动速度降低;适当调节余气系数,能改善燃烧效果,温度分布仍满足高热值燃料燃烧温度高于低热值燃料燃烧温度的规律;在生物燃料混合气中掺入不同热值的可燃成分,可改变混合气的热值,恰当的混合比例能更好地发挥生物燃料的作用.     

高温引气对亚燃冲压燃烧室性能影响的研究

将高温引气加热煤油的方法、凹腔火焰稳定器和支板喷注器结构应用于亚燃冲压发动机燃烧室中,以提高煤油的点火能力和火焰稳定性。采用有限体积方法求解雷诺平均N-S方程及组分方程,对无引气和有引气时燃烧室内的流场结构进行了数值研究,对比研究了引气温度对燃烧及发动机性能的影响。研究发现,引气温度越高,燃料喷注对流场和温度场的影响越小,燃料分布越均匀;与无引气相比,引入高温气体虽然使总压恢复系数有所降低,但是混合效率、燃烧效率和燃烧室比冲都有提高;特别是有引气(煤油温度T=500K)时,在喷注点后X=480mm处混合效率提高了7.03%并混合完全,在燃烧室出口总压恢复系数降低了5.34%,燃烧效率和比冲分别提高了17.51%和20.29%。引入高温气体加热液态煤油省略了煤油的雾化和汽化过程,增强了燃料与空气掺混,改善了燃烧稳定性,有利于提高燃烧室整体性能。     

新型空气/酒精火炬点火器设计及试验

为满足燃烧装置对点火系统低时序控制精度和运行参数宽范围可调的需求,设计了一种能够在宽油气比范围内工作,且对燃料和氧化剂注入时序要求较低的空气/酒精火炬点火器。该火炬点火器利用气泡雾化喷嘴组织燃料雾化,采用电嘴进行点火,开展了不同气液质量比和当量比下火炬点火器的热态调试,并将其作为点火装置应用于燃烧加热器开展点火试验。结果表明：火炬点火器在空气注入稳定后即可注入燃料点火起动,对燃料和氧化剂注入时序要求较低;在气液质量比5.73%~19.56%和当量比0.51~2.48内,火炬点火器均能实现快速点火和稳定燃烧,具备点火参数在较宽范围内调节的能力;将火炬点火器应用于燃烧加热器,可迅速点燃主气流,在燃烧加热装置上有良好应用前景。     

燃料预混特性对燃烧室燃烧特性的影响

为了获得燃烧室燃料预混特性和燃烧特性之间的变化规律,通过分析不同燃料分级方案对燃料预混特性的影响,对燃烧室在不同燃料预混特征数下的燃烧特性进行了实验研究。研究表明:在不同值班燃料比条件下,燃料预混特性变化对NOx生成量的影响趋势不同;在值班燃料比为30%和20%条件下,主燃料管的燃料喷射速度能够加强燃料预混均匀性;在值班燃料比为10%和5%条件下,主燃料管的燃料量越低,燃料预混均匀性越好;燃料预混特性变化对燃烧室出口平均温度、出口温度分布系数和总压恢复系数没有影响。     

固体燃料冲压发动机中的温度和浓度测量

在采用直接加热器预热来流空气的固体燃料冲压发动机燃料室中进行了固体燃料燃烧的研究.燃料是聚丁烯(PE)和HTPB(以PE为主).利用H_2和O_2的燃烧预热空气.为较好地弄清燃烧过程,采用热电偶和燃气色谱技术,测出整个燃烧室的温度和浓度分布.在燃烧室的轴向和径向位置上进行测量,其中包括火焰稳定器的回流区和补燃室中的测量.研究了不同混合比、进气温度和流量的影响,讨论了火焰位置、湍流混合和燃烧效率等问题.     

燃料分级对旋流火焰的动态特性影响研究---“两机”专刊

为深入研究分级旋流火焰特性,本文以分级旋流模型燃烧室为研究对象,对四个不同燃料分级比(FSR)条件下的分级旋流火焰进行了数值研究,在时均燃烧场特性分析的基础上进一步对燃料分级比为1和3两个工况进行了大涡模拟(WMLES)研究。结果表明：燃料分级比的改变会影响中心回流区(CRZ)的长度和宽度。燃烧室中截面的散点分布图能够显示出不同燃料分级比条件下的燃烧特征。燃料分级比为1时,燃烧室剪切层仅存在零散的涡破碎区;而燃料分级比为3时,伴随涡破碎区还出现了单螺旋分支进动涡核(PVC)。通过FFT变换获得的燃烧室内剪切层速度能谱主频与进动涡核的旋转频率相同,表明内剪切层速度脉动的产生与进动涡核有关。另外进动涡核会使流场内的燃料分布和燃烧模式发生周期性的变化,进而影响燃烧过程。调整燃料分级比在1附近,能够使分级火焰达到稳定燃烧降低排放的目标。     

超临界压力下航空煤油圆管流动和传热的数值研究

对超临界压力下大庆RP-3航空煤油在小管道内的流动、传热过程进行了数值研究。湍流模拟采用了RNG k-ε两方程模型和Wolfstein一方程模型结合的两层模型;同时,采用煤油的10组分替代模型以及NIST Super-trapp程序库对大庆3号航空煤油的热物理和输运特性进行了确定。圆管传热的计算条件为:入口压力4 MPa,入口温度300 K,质量流量范围:0.06～0.12 kg/s,壁面热流密度范围:300～700 kW/m2。计算结果显示,煤油的流动和传热特性比水、二氧化碳等简单化合物复杂得多。在超临界压力下,煤油的吸热升温导致其热物理特性以及流动特性均发生剧烈变化,其中,雷诺数沿管道方向上升了至少一个量级,而普朗特数下降了一个量级。在加热开始段,煤油的对流传热系数迅速上升;当壁面温度超过其拟临界温度后,对流传热系数略有所回落;随着煤油温度的进一步上升,传热系数又得到明显增强。计算表明,煤油对流换热特性的变化与煤油复杂的高温热物理特性以及湍流流动在近壁区的增强和抑止有关。     

基于人工神经网络模型的超临界RP-3热物性计算

为准确得到超临界压力下RP-3的热物性，基于人工神经网络（ANN）方法建立超临界RP-3的密度、黏度、比定压热容和导热系数的计算模型。以广义对应态法则计算得到的RP-3热物性结果训练神经网络，并耦合了实验误差模型得到修正后的ANN模型。计算温度变化范围为300～800 K，压力变化范围为3～6 MPa。结果表明：ANN模型能准确地预测超临界RP-3的热物性，且计算精度比广义对应态法则计算得到的结果提高了16.3%。在压力为5 MPa的工况下，ANN模型预测的密度、黏度、比定压热容和导热系数的回归系数均大于0.99，与实验结果平均相对误差分别为1.5%、4.1%、0.9%和0.7%。     

层板推力室再生冷却通道的传热特性分析

提出液体火箭发动机层板推力室再生冷却通道传热过程的数理模型。采用通用形式控制方程处理冷却剂紊流换热和通道材料导热的共轭传热问题，计算采用LVEL紊流模型，并考虑冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的变化及层板材料热物性随温度的变化。结果表明，采用大高宽比、小气壁厚度的通道设计，可显著提高再生冷却能力，降低室壁温度和温差。采用对流换热系数和热物性为常数的简化处理会引起很大误差。     

气壁镀镍和冷却剂入口对再生冷却的影响

考虑冷却剂入口模型及气壁镀镍,对液体火箭发动机推力室再生冷却通道和冷却剂进行三维流动与传热耦合计算.采用经验公式计算燃气侧对流及辐射换热,冷却剂为甲烷,考虑其物性随温度和压力的变化.所得结果表明:冷却剂入口二次流及突扩流场的叠加,使局部压力损失变大,影响进口下游较大区域流动传热状况;气壁镀镍能提高气壁的耐高温性,降低气壁锆铜的温度.      

固体火箭发动机气动喉部的两相流数值模拟

本文对两相流条件下的环缝式气动喉部方案进行了数值模拟。气-粒两相流动模型采用二维轴对称欧拉-拉格朗日模型。研究了二次流不同喷射位置、角度、流率及喷嘴个数对气动喉部调节有效喉部面积大小的影响规律。模拟得到了两相流条件下气动喉部的流场特征,结果表明使二次流的喷入位置越靠近喉部、增大二次流流量或减小喷射角度都能明显增加气动喉部调节性能;由此归纳出增强气动喉部对主流扼流能力的两种主要机制,即增加挤压和流阻。     

超临界压力下航空煤油水平管内对流换热特性数值研究

采用RNG(renormalization group)k-ε湍流模型和近壁区的Wolfstein一方程模型对超临界压力下大庆RP-3航空煤油在水平圆管内的流动和换热特性进行了数值研究.超临界压力下,由于航空煤油在拟临界点附近热物性的剧烈变化,浮升力将引起显著的二次流动.二次流动使得水平圆管的下表面湍流强度和对流换热增强,而上表面的湍流强度和对流换热减弱.最后分析了两种水平管内对流换热受浮升力影响判别标准在超临界流体中的适用性.      

煤基喷气燃料代用组分神经网络混合构建方法

为了建立航空燃料的喷雾模型,用于高保真液雾燃烧数值模拟,提出了基于人工神经网络混合模型的煤基喷气燃料代用组分构建方法.基于这一构建方法,重点针对煤基喷气燃料的雾化特性,利用多组分混合燃料的理化性质数据库对神经网络进行训练,获得了混合燃料理化性质隐式预测模型,结合随机投点优化方法,构建出能够很好地模拟煤基喷气燃料目标理化性质的代用组分.结果表明:该代用组分包含了5种碳氢化合物成分,摩尔分数为11.46%正癸烷、23.29%正十二烷、49.87%正十四烷、6.66%异辛烷和8.72%甲基环己烷.通过雾化特性实验,验证了代用组分对真实燃料雾化性能的模拟效果.该代用组分构建方法可以较好地解决混合燃料模拟过程中的非线性问题,通过改变目标理化性质可构建出相应代用组分.      

Numerical optimization of transonic natural laminar flow nacelles

Natural laminar flow nacelle is a promising technology for drag reduction. In this paper,an optimization platform is established for the design of transonic axisymmetric and threedimensional natural laminar flow nacelles for large civil aircraft. The platform adopts the class/shape transformation method for geometric parameterization, a four-equation transition model for transition prediction, and the differential evolution algorithm combined with the radial basis function surrogate model as the...     

A method for representing the thermodynamic and thermophysical functions in simulation of powerplant processes

A method for representing thermodynamic and thermophysical functions is presented; the functions make it possible to simulate thermal and gasodynamic processes in powerplants that use different individual substances or their mixtures as a working fluid. The method also involves consideration of real gas properties.     

涡轮叶尖迷宫式密封对泄漏流场影响的数值模拟

采用基于密度修正的三维计算流体力学程序,结合雷诺应力湍流模型加壁面函数的方法,对某一轴流涡轮转子叶尖迷宫式密封对泄漏流场的影响进行了数值研究,分析了全叶冠密封和部分叶冠密封中的泄漏流场,并详细研究了迷宫密封采用的锯齿状肋条数目对密封效果的影响,最后计算了转子效率。结果表明:涡轮叶尖表面加叶冠对进行密封,可以显著提高涡轮效率,全叶冠密封下涡轮效率提高1.15301%,部分叶冠密封涡轮效率增加0.54713%;迷宫密封中锯齿状肋条数有一个最佳值,且在此锯齿状肋条数下进行迷宫密封涡轮效率相对无锯齿状肋条增加0.1%。