六毫米内径管道中的单次爆震实验研究

为研究微尺度下的爆震波传播特性,用乙烯和氧气为燃料和氧化剂,在6mm内径的管道内进行了爆震实验研究。实验表明,气体混合物在该尺度下可以产生稳定的爆震波,且爆震强度和火焰传播模式等受当量比影响较大。实验在不同当量比下得到了缓燃转爆震的距离,其中当量比1.4时距离最短,当量比大于2.2时爆震不稳定。用高速摄像机拍摄了当量比0.8,1.4和2.2下的火焰传播过程,发现了多种火焰形态并分析了形成原因;测量了三种当量比下的爆震速度和压力,发现当量比2.2时的爆震压力和速度最大,0.8时最小。实验值与C-J爆震理论值吻合较好。     

两相脉冲爆震火箭发动机性能实验

为了获得脉冲爆震火箭发动机（PDRE）的性能参数,采用液态煤油为燃料、氧气为氧化剂、压缩氮气为隔离气体,进行了一系列多循环爆震实验。使用孔板流量计测量煤油流量,使用集气法测量氧气流量,使用动态压电式压力传感器测量了爆震室轴向的沿程压力,使用火焰温度及水蒸气浓度红外光谱测量仪测量爆震管出口平面的尾焰温度,使用动态压电式推力传感器测量PDRE所产生的瞬时推力。实验获得PDRE不同频率下的平均推力和比冲。实验结果表明：爆震压力和温度随着工作频率的变化而有所变化,填充系数对于PDRE比冲大小有着显著影响。采用爆震室部分填充的策略,可以显著地提高发动机比冲。     

可燃性气体对氧化锆氧分析仪测量误差影响的分析

当气体中有可燃性气体存在时,会对氧化锆氧分析仪产生测量误差.本文阐述了氧化锆氧分析仪的使用条件,同时提出了测量误差的解决办法和措施.     

高密度喷气燃料与常规喷气燃料浓度场试验研究

本文利用ＣＯ２红外气体分析仪和取样管对高密度喷燃料和常规喷气燃料在直流喷嘴下游的浓度场分布进行了测量，就气流速度，油压降和下游距离对浓度场分布的影响进行了对比研究。试验结果表明，在相同工况下，常规喷气燃料的最大浓度值比高密度喷气燃料的大；气流速度和油压变化对高密度喷气燃料最大浓度点穿透深度的影响大于对常规喷气燃料的影响。     

径向法测量经编双轴向织物渗透率

用径向法测量了经编双轴向玻璃纤维织物的渗透率,研究了织物结构、纤维体积分数和注入压力对渗透率的影响。实验表明,经编双轴向玻璃纤维织物的渗透率呈各向异性,随着纤维体积分数增大,织物渗透率减小,各向异性的程度增加。在低的纤维体积分数下,低的注入压力影响渗透率的精确测量,注入压力增大到一定值时,纤维渗透率保持恒定。     

RP-3航空煤油层流燃烧特性的实验

为了阐明RP-3航空煤油的燃烧特性,在定容燃烧反应器中实验测量了初始压力分别为0.1,0.3,0.5,0.7MPa、初始温度分别为390,420,450K、当量比范围为0.6~1.6时,RP-3航空煤油的层流燃烧速度与马克斯坦长度,分析了初始温度、压力以及当量比对火焰发展结构、层流燃烧速度及马克斯坦长度的影响.结果表明:随着初始温度的升高或初始压力的降低,RP-3航空煤油的层流燃烧速度逐渐升高;随着当量比由0.6升高至1.6,层流燃烧速度呈现先增加后降低的趋势,当当量比为1.2时,层流燃烧速度最大.随着初始压力或当量比的降低,马克斯坦长度逐渐增大,火焰稳定性增强;初始温度对马克斯坦长度的影响不明显,当当量比为0.9~1.1时,随着初始温度的升高,马克斯坦长度逐渐减小,但当当量比为1.2~1.5时,马克斯坦长度则有所增大.      

双油路离心喷嘴雾化油滴的平均和脉动速度场的实验

采用相位多普勒粒子分析仪对某型航空发动机双路离心喷嘴的雾化油滴的速度场进行了实验研究,得到了雾化油滴平均速度、脉动速度及湍流度的分布.实验结果表明:供油压力不变时,同一个测量横截面内,随着径向距离x的增加平均速度和脉动速度呈凸形分布而湍流度呈下凹形分布;随着测点与喷口之间轴向距离z的增加,主、副油路共同工作时油滴的平均速度减小而脉动速度和湍流度增大.随着供油压力增加,油滴平均速度增加而湍流度减小.     

不同环境因素对引压管腔动态特性影响

为了探索引压管腔在动态压力校准和使用中不同环境因素对动态特性的影响,推导了管腔传压模型和谐振频率关系式,确立了影响管腔动态特性的参数,包括静态压力、温度、气体介质等。采用引压管腔专用实验装置进行了不同环境参数状态的实验验证,结果表明:静态压力仅会影响管腔在谐振频率附近的输出,随着静态压力的增大而非线性增大,对动态特性并无明显改变;温度会改变管腔的谐振频率和动态特性,随着温度的升高,谐振频率增大但输出幅值随之减小;气体介质的不同会彻底改变管腔动态特性,主要取决于介质的声速。该研究为引压管腔在使用环境下数据的评价和数据修正上提供了一定参考依据。     

泄爆过程内外流场的压力测量

对可燃气体在密闭容器内点燃后的泄爆过程进行研究，测量了甲烷-氧气预混气在初始压力为0.10133MPa发生泄爆时容器内外流场的压力。实验结果给出了不同当量比的甲烷-氧气预混气和不同点火位置条件下泄爆容器内外的压力场，讨论了不同泄爆条件对泄爆容器内外爆炸发展的影响。     

速度梯度、近壁效应和Re数对压力探针测量误差的影响

通过模拟实验研究, 分析了速度梯度、近壁效应和Re数对几种叶轮机流场测量用压力探针测量误差的影响。实验结果表明, 横向梯度能引起偏转角测量误差;纵向梯度能引起俯仰角测量误差;梯度使气流方向测量值向负梯度方向偏转。圆柱探针和锥形多孔探针相比, 气流方向测量误差对速度梯度更敏感, 纵向梯度对俯仰角测量值的影响尤其大。速度梯度一般使静压测量值偏小, 使总压测量值偏高。纵向速度梯度对圆柱探针的静压测量值的影响规律例外, 正速度梯度引起大的静压正误差, 负速度梯度引起大的静压负误差。圆柱探针比锥形多孔探针近壁效应严重。近壁引起测出的气流方向偏离壁面。近壁一般使静压测量值偏小, 但圆柱探针头部近叶轮机机匣时静压值反而偏高。近壁对总压测量影响不大。速度梯度和近壁对测量误差的影响还与来流方向有关。低Re数使静压测量值偏大, 几何形状不同的探针Re数的影响范围不同。      

OXYMAT/(ULTRAMAT 6E)氧分析仪在空分生产中的应用

OXYMAT/（ULTRAMAT 6E）氧分析仪是一种磁式氧分析仪,在氧纯度的在线分析中具有操作方便、性能良好的特点,本文对该仪器的工作原理、技术指标、使用等方面进行介绍.     

气氢/气氧同轴剪切单喷嘴燃烧室壁面热流计算与分析

以气氢/气氧为推进剂,采用数值模拟方法,研究了同轴剪切喷嘴设计参数——氢氧速度比和氧压降比对单喷嘴燃烧室内燃烧过程和壁面热载的影响,并将绝热壁面条件、等温壁面条件的计算结果与试验结果进行了对比分析,结果表明:氢氧速度比增大,燃烧性能提高,壁面热载增加;氧压降比增大,燃烧性能下降,壁面热载减小;相比采用壁面绝热燃气温度,采用热流预示燃烧室壁面热载与真实情况更为接近.      

气固两相压气机平面叶栅表面压力分布的试验研究

试验研究了气固两相流流过压气机平面叶栅时 ,叶栅表面压力分布随粒子浓度、叶栅进口气流速度和冲角改变而变化的规律。结果表明 :随着粒子浓度、气流速度升高 ,叶栅表面的气相与纯气流的压力之间的差别增大 ;冲角不同叶栅表面的气相相对纯气流的压力系数变化规律不同。文中还对栅后沿栅距分布的气流速度进行了测量 ,发现气相速度在叶片附近不同于纯气流速度。     

液氧/甲烷同轴喷雾及火焰稳定的试验

介绍了液氧和气态甲烷的低温同轴喷雾燃烧试验,试验使用了光学诊断方法如阴影法和火焰分光光谱法记录了试验中的喷雾和火焰信息,讨论了不同燃烧室压力和喷注无量纲数如韦伯数(We)和气液动量流率比下的雾化和火焰稳定情况。试验结果表明,燃烧室压力对射流雾化和火焰稳定有显著影响,增加燃烧室压力有利于火焰稳定于靠近喷注器面的地方,研究中没有发现火焰吹离距离和韦伯数之间有明显的关系式。液氧射流核心长度随气液动量流率比的增大而下降。雾化质量对液氧/甲烷同轴喷雾的火焰稳定性有明显的影响。     

高马赫数涡轮发动机射流预冷特性研究

射流预冷涡轮基发动机在高空高马赫数工作时对冷却水和液氧具有迫切的需求。本文以气液相变冷却机制为切入点，开展高空模拟试验进气预冷段内水-液氧射流冷却的数值分析，考虑真实雾滴颗粒运动的热力现象，基于欧拉-拉格朗日多相流方法解析气液两相热质传输过程，分析水-液氧混合射流对高马赫数涡轮发动机预冷段内流动及换热特性的影响规律。结果表明，水-液氧射流雾化蒸发的效果具有即时性，基于水雾-水蒸汽比热大和汽化焓高的特点，水雾浓度对主流总温降和总压恢复占主导性；而液氧浓度有利于降低湿空气的热流密度。在射流浓度2%-8%时，预冷段总压降系数为0.84%-1.27%，总温降系数范围为2.15%-15.12%，即温降范围为12.92K-90.89K。为平衡高空高马赫数时冷却水和液氧的需求，需控制水-液氧的射流比例，液氧射流量建议小于60%的总射流浓度。在“40%水-60%液氧”的射流比例时预冷段内流动和传热特性达到局部最优。在发动机物理转速不变时，射流冷却后预冷段内湿空气来流质量流量增幅0.22%-9.39%，其中空气和水蒸气含量的贡献份额分别约为71.8%和28.2%。因此，射流预冷有利于涡轮发动机在高马赫数时具有更高的加速度。     

Oxygen concentration variation in ullage influenced by dissolved oxygen evolution

To determine the oxygen concentration variation in ullage that results from dissolved oxygen evolution in an inert aircraft fuel tank, the CFD method with a mass transfer source is applied in the present study. An experimental system is also designed to evaluate the accuracy of the CFD simulations. The dissolved oxygen evolution is simulated under different conditions of fuel load and initial oxygen concentration in ullage of an inert fuel tank with stimulations of heating and pressure decrease. The increase in the oxygen concentration in ullage ranges from 0.82% to 5.92% upon stimulation of heating and from 0.735% to 12.36% upon stimulation of a pressure decrease for an inert ullage in the simulations. The heating accelerates the release of the dissolved oxygen from the fuel by increasing the mass transfer rate in the mass transfer source and decreasing the pressure, thereby accelerating the dissolved oxygen evolution by increasing the concentration difference between the gas and the fuel. The time constant that represents the oxygen evolution rate is independent of the initial oxygen concentration in ullage of an inert tank but depends closely on the fuel load, temperature and pressure. The time constant can be fitted using a polynomial equation relating the fuel load to temperature in the heating stimulation with an accuracy of 4.77%. Upon stimulation of a pressure decrease, the time constant can be expressed in terms of the fuel load and the pressure, with an accuracy of 5.02%.     

飞机燃油箱地面预洗涤技术理论研究

基于氧氮质量守恒关系,建立了飞机燃油箱爬升过程中气相空间、燃油中平衡氧浓度及地面预洗涤的数学模型,并采用微元段法对其进行了求解。计算结果显示,当采用富氮气体进行地面预洗涤后时达到的平衡浓度越低,则可达到的安全巡航高度越高。由于爬升过程中逸出的氧气很多会排出燃油箱外,因而地面预洗涤时,并不需要将燃油中氧质量浓度降低至安全气相浓度所对应极限质量浓度,且飞机燃油箱中的初始载油率对洗涤后的氧质量浓度有直接要求,当载油率越高,需要将燃油中的氧质量浓度洗涤的越低。计算还显示,在地面洗涤时,油罐中的油量也对换气次数有直接影响。通过选择合适浓度的富氮气体在地面预洗涤燃油箱,可保证飞机在巡航高度下氧浓度在安全范围内,但是会在一定程度上增加设备的初投资费用。文章的研究结果可为燃油地面预洗涤的工程设计奠定初步的理论基础     

速度比对气-气喷嘴燃烧性能的影响

为研究应用于全流量补燃循环发动机的气-气喷嘴,开展气氢/气氧为推进剂的同轴剪切喷嘴的热试试验研究。通过测量燃烧室压力和燃烧室壁面温度,研究氢氧速度比变化对燃烧效率和对燃烧室热载荷的影响。结果显示燃烧效率受到速度比和推进剂喷射绝对速度的影响;燃烧室热载荷随速度比增大而增大。气-气喷注器的设计应选择小的氧喷注压降和适合的速度比。     

液氧传热性能研究

用电加热方法实验研究了超临界压力下临界温度区液氧的传热性能,验证了国内常用的传热准则方程式计算液氧换热的适用性.研究结果表明:用亚临界非等温流体湍流换热公式计算超临界压力下液态氧的传热时,只适用于壁温T_w<200K,液温T_f<140K的传热工况;用谢茨曼提出的临界温度区流体换热公式计算临界温度附近液氧和低温气氧的放热系数时,偏差很大;常用的气体换热公式计算超临界压力下高温气氧的传热,基本合适.文章整理和提出了一个适用于临界温度附近液氧和低温气氧传热计算的新的准则方程式.