凹腔/支板结构亚燃冲压燃烧室性能

为了避免基于凹腔火焰稳定器的亚燃冲压燃烧室壁面喷注时燃料与主流空气掺混非均匀性问题和提高燃烧室的性能,提出在亚燃冲压燃烧室中使用支板喷注代替壁面喷注的方案,数值模拟了凹腔/支板结构亚燃冲压燃烧室中燃料分布及流场结构,并分析了支板结构对燃料空气混合及燃烧室性能的影响。研究表明:支板虽然使燃烧室出口的总压恢复系数相对于壁面喷注方式下的降低了63%,但能使燃料均匀分布于整个流道内,增强了燃料与空气掺混,使燃烧室出口的混合效率和燃烧效率分别提高了21.4%和20.5%。燃烧效率的提高弥补了采用支板导致的燃烧室内气流的额外总压损失所带来的机械能损失,使得支板喷注时燃烧室出口的比冲提高了39.6%。因此,在亚燃冲压燃烧室中设置凹腔/支板结构,有利于提高燃烧室整体性能。      

RBCC发动机亚燃模态一次火箭引导燃烧的实验

针对使用液体煤油燃料(JP-10)的火箭基组合动力循环(RBCC)发动机在亚燃模态下使用一次火箭作为引导的燃烧组织开展了实验研究.实验在低来流总温条件下,使用小流量一次火箭羽流作为引导火焰可以实现液体煤油的可靠点火和稳定燃烧,并在扩张燃烧室中实现“热力壅塞”,从而完成RBCC发动机亚燃模态的高效燃烧.在目前发动机燃烧室构型下,通过一系列的发动机壁面压力分布曲线和推力增益的比较,研究了凹腔,支板及壁面喷注位置对发动机性能的影响.实验的结果表明:在一次火箭的下游使用支板喷注器可以使得燃料较容易的分布在主流中,并且在一次火焰羽流的引导下可以实现稳定高效的燃烧.支板喷注器的位置对于发动机的性能有很大的影响,在凹腔前壁面横向喷注燃料,有利于RBCC发动机燃烧性能的提升.为了获得较优的发动机亚燃模态性能,需要进一步对燃料的喷注策略开展优化研究.      

双支板超燃燃烧室上游支板喷注位置的影响

在双支板超燃燃烧室的直连试验中,以液体煤油为燃料,针对上游支板上的3个喷注位置对燃烧的影响进行了研究.在试验过程中获得了壁面压力数据,并通过一维冲量分析法处理.试验结果表明:煤油在两支板同时喷注时,热力喉道的位置受上游支板喷注位置显著影响.在上游支板的3个喷注位置中,第1,2位置分别喷注时超燃燃烧室压力分布基本相同,与第3位置喷注相比燃烧效率高6.3%~7.5%,内推力高16.7%~17.4%.试验的结果表明,在第1位置喷注时燃料能够在上游维持燃烧,但第3位置喷注时燃料无法在上游维持燃烧.结合数值仿真的结果分析,上游支板上的喷注位置到支板尾缘的距离L≥80mm时,燃料在支板尾缘处有较高的混合效率并形成稳定的燃烧.      

燃料引射方式对超燃冲压燃烧室混合及燃烧效率的影响

应用含组分守恒方程的质量平均Navier Stokes方程和B L代数湍流模型,数值模拟了后台阶构型燃烧室在采用台阶上游支板引射和壁面垂直引射燃料时的内部流场。在计算过程中,对方程的对流项采用空间为二阶精度的TVD格式,扩散项则采用二阶中心差分离散。通过流场计算,对比研究了引射方式对燃料混合性能的影响。结果表明,台阶上游的支板在燃烧室的流场中产生了一对相对稳定的大尺度轴向旋涡,该旋涡不利于燃料的混合。采用壁面垂直引射时,在喷嘴下游的燃料流场中产生了小尺度轴向旋涡,该旋涡是提高燃料混合及燃烧效率的关键。     

氢/空气超音速燃烧自燃规律的实验研究

对平行喷射氢／空气超音速燃烧自燃规律进行了实验研究。主流空气用氢和空气燃烧补氧的方式加热到温度1000～2100K，压力0．8～1．6MPa。发现滞止温度、滞止压力和燃烧室内部构型等都对自燃有影响，特别是滞止温度和内壁构型的影响非常大。研究了四种试验段构型的自燃规律，找到了它们的自燃极限条件。对于光滑内壁构型，当温度接近自燃极限时，发现了有兴趣的现象并作了讨论。     

凹腔对一体化支板火焰稳定器燃烧性能的影响

在来流温度为780~850℃、来流马赫数为0.16及油气比为0.002~0.006的条件下,试验研究了凹腔对喷油/稳定一体化支板火焰稳定器燃烧效率及熄火性能的影响,并结合数值模拟进行辅助分析。结果表明:在不同油气比条件下,带凹腔的一体化支板火焰稳定器均能实现稳定高效燃烧;不带凹腔的一体化支板火焰稳定器燃烧效率始终低于带凹腔的一体化支板火焰稳定器,随着油气比的增加,两者燃烧效率差距逐渐缩小;带凹腔的一体化支板火焰稳定器较不带凹腔的一体化支板火焰稳定器有更好的熄火性能;凹腔结构促进了燃油雾化与蒸发,从而提高一体化支板火焰稳定器的燃烧性能。      

等离子体助燃下超燃支板燃烧室燃烧特性数值研究

为了将支板喷注器与等离子体射流这两种促进超声速燃烧室燃烧的方式结合起来,设计了一种带有等离子体射流喷孔的支板燃烧室,并在超声速来流的条件下,针对燃料喷注总压、燃料喷注位置、等离子体射流介质、等离子体射流总压对燃烧室燃烧性能的影响进行了三维数值模拟。研究发现:增大燃料的喷注总压,燃烧室的燃烧范围明显增大,燃烧效率呈现出先增大后减小的趋势,在燃料喷注总压为2.0MPa时,燃烧效率达到最大值90.4%;不同的燃料喷注位置对燃烧室的燃烧范围影响较小;等离子体射流介质为O2时,燃烧效率最高,燃烧范围最广;提高等离子体射流的喷注总压,能够提升凹腔剪切层高度,有效促进燃烧,但同时也带来了更高的总压损失。     

单相液体发汗冷却规律实验

以超燃冲压发动机内支板结构的热防护问题为背景,制备了全烧结金属多孔介质支板结构,并对以液态水为冷却工质的发汗冷却特性进行了实验研究.实验结果表明:液态水发汗冷却能有效地减少支板壁面和高温流体之间的换热,当注入率为2%时,冷却效率可以高达93%;随注入率增大,发汗冷却的冷却效率趋近于100%,增幅逐渐减小;在该实验所采用的两种不同主流温度条件下,相同注入率、相同位置的冷却效率近似相等.对发汗冷却的冷却剂停止供应后的支板表面温度热响应特性进行了初步研究,根据支板内液态水蒸发的过程分3个阶段进行了分析.      

复合材料变截面压杆变形性能研究

为了对复合材料变截面压杆的变形性能进行理论预测,本文以航天器空间桁架结构中的复合材料变截面压杆作为研究对象,首先,基于经典层合板理论,将复合材料变截面杆的壁板等效为主方向与杆轴线方向一致的正交异性板,此时复合材料变截面杆可近似为正交异性杆;其次,基于弹性变形理论和小变形假设,推导了反映杆轴向变形能力的等效轴压刚度理论公式;最后,利用有限元对等效轴压刚度理论的准确性进行了验证。结果表明,不同中间半径和变截面段长度条件下,理论值和有限元值之间的偏差基本保持在3%以内;不同铺层角条件下,理论值和有限元值之间的偏差基本保持在2%以内。因此,本文的理论能够较准确地预测复合材料变截面压杆的变形。     

喷油杆和凹腔支板稳定器近距匹配的液雾分布可视化

液雾分布与稳定器的燃油布置方式、油气分配、火焰稳定及火焰传播密切相关。以RP-3为雾化介质,在来流马赫数为0.2及来流温度为10~400℃的条件下,采用高速摄影法和激光片光/照相法,对喷油杆与凹腔支板稳定器间隔31.5 mm且顺喷时的液雾分布特点进行了可视化研究,并探讨了来流温度及油气动量比对其液雾分布轨迹的影响。结果表明:顺喷喷油杆与凹腔支板稳定器近距匹配方式有利于燃油在支板前缘形成挡溅雾化;挡溅雾化后的一部分燃油在支板表面形成油膜,并在凹腔前缘与尾缘进行二次雾化,来流温度较高时高温支板表面也有利于燃油的蒸发雾化;另一部分燃油则以类似横向射流的形式进行雾化。当来流温度一定时,油气动量比增大,液雾轴向分布距离和横向穿透深度均增大;来流温度升高,液雾穿透深度增加,油气动量比对液雾分布的影响更明显。      

凹腔底壁喷注煤油燃料的超燃点火试验

在来流总温为1486K、总压为1.6MPa、马赫数为2.52的条件下,采用两级串联凹腔构型燃烧室,开展了凹腔底壁喷注煤油燃料的超燃点火试验,研究了喷嘴孔径、喷注位置对点火性能的影响.结果表明:上游凹腔底壁大孔径喷嘴喷注燃料,下游凹腔点火的方案点火性能高,在煤油总体当量比为0.102~0.206范围内均可实现成功点火与稳定燃烧;燃烧反压向上游的传播过程具有明显的滞后性且与分离区的形成过程紧密耦合;燃料喷注方案决定了煤油雾化燃料场的分布,燃料的分布特征又决定了点火特征.      

航空发动机进口支板结冰和防冰试验

为了掌握航空发动机进口支板结冰规律和热气防冰规律,利用冰风洞对进口支板进行了热气防冰试验、融冰试验和结冰试验.试验研究结果表明:进口支板所需热气流量随来流风速增加而增大,随来流总温增加而降低;结冰主要出现在在进口支板前缘区域并且滞止点附近的结冰最厚;进口支板表面初始温度较高,下降速度较慢,容易出现透明冰;来流温度低,进口支板表面温度下降较快,容易出现霜冰.试验结果为进口支板防冰设计计算提供了依据并为航空发动机防冰系统设计提供了一定的参考和借鉴.      

带凹坑楔形通道内射流冲击换热特性实验

为了获得发动机进气道支板的热气防冰特性,采用热色液晶全表面瞬态测温技术对带凹坑楔形通道内表面开展冲击换热实验。研究了射流雷诺数,凹坑间距,射流入口到凹坑的距离和凹坑排数对壁面努塞尔数分布和大小的影响。结果表明:带凹坑壁面的平均换热效果要强于光滑壁面,两者的努塞尔数均随雷诺数的增加而增大。壁面的局部努塞尔数在凹坑尾缘出现一个峰值,凹坑间距越小,侧壁的平均换热效果越强。在小雷诺数时,凹坑的位置靠近出口缝,能够较大的增强侧壁的换热;在较大雷诺数时,凹坑位置越靠近前缘,则越能增强前缘的换热效果。当凹坑的排数增加,壁面的平均努塞尔数增大。      

中心支板参数对RBCC发动机性能影响研究

针对某宽域加速飞行任务下RBCC发动机中心支板主要几何参数设计问题，采用全流道一体化数值模拟方法，在Ma 0.4-6速域内研究支板阻塞比、顶角及长宽比等参数对发动机引射、亚/超燃模态的性能影响规律。结果表明，随着阻塞比增大，各模态下空气流动受压缩作用增强，燃烧反应更加充分，发动机总推力有0.13%-5%的提升；随着顶角增大，除Ma 2.5工况由流道截面构型变化引起激波形成外，增强的支板前缘激波使得燃烧反应位置较为集中，燃料喷注贯穿主流深度提高，较为充分的燃烧释热使得发动机总推力有2.2%-5.7%的提升；随着长宽比减小，在Ma 0.4-4条件下，增大的流道面积有利于煤油横向扩展，较好的氧燃掺混使得发动机总推力有2%-4.8%的提升，而在Ma 6条件下，支板前缘激波的减速增压作用逐渐减弱，发动机总推力可降低5.2%-7.1%。所得结论可为RBCC发动机中心支板设计参数选择提供依据。     

Investigation on low total temperature combustion characteristics of kerosene-fueled supersonic combustor

In this paper, the combustion characteristics of kerosene-fueled supersonic combustor under the conditions of Mach number 2.0, the total temperature at 700 K and the total pressure at 520 k Pa(simulated flight Mach number at 3.5) were studied by using the flame stabilizing method of cavity and strut from three aspects such as blockage ratios, kerosene equivalence ratios, location and quantity of injection holes. The results showed that:(A) The combustor with the strut realized the independent an...     

航空发动机进气支板电热防冰试验

为了研究电加热防冰的效果,开展了小型航空发动机进气支板的电加热防冰试验。结合该型号发动机进气支板的结构特点,设计了3种电热防冰加热布置方式,分别在支板沿轴向的不同位置采用1~3个电加热棒作为防冰热源。通过模拟不同的发动机进气结冰环境参数和电加热功率,在冰风洞中对3种电加热方式进行了防冰试验研究。通过布置在支板外表面的温度测点记录了防冰过程中支板表面的瞬态温度变化,分析了支板防冰过程中表面温度的变化特点。防冰试验研究了热源总功率、热源布置方式、液态水含量以及来流温度对支板防冰性能的影响。试验结果表明,合理的电加热方式可以取得较好的防冰效果,同时避免支板后部的溢流水结冰。     

支撑板型线和径向倾斜设计对燃气轮机排气扩压器气动性能的影响

支撑板结构设计直接影响燃气轮机排气扩压器的流场结构和气动性能。本文在验证数值方法可靠的基础上,采用求解三维Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)和 湍流模型的方法对带进气导叶和支撑板的排气扩压器模型进行了研究,探究在四种进气预旋下,支撑板截面型线以及本文提出的支撑板径向倾斜设计方案对排气扩压器气动性能的影响。结果表明：进气预旋和支撑板设计方式相同时,截面型线更薄的支撑板更易导致流体在支撑板附近的分离及更大范围的尾迹流,从而增大总压损失;支撑板截面形状相同时,与径向垂直设计相比,支撑板采用径向倾斜设计使得排气扩压器通道面积变化更加平缓,从而使得在四种进气预旋下,排气扩压器的总压损失系数下降7%-20%。当支撑板截面型线宽长比为0.2时,相对于径向垂直设计,支撑板采用径向倾斜设计方式的排气扩压器静压恢复系数在进气预旋 和 时分别提升了4.7%和3.8%;但在支撑板截面型线宽长比为0.12和0.175时,支撑板采用径向倾斜设计方式会降低排气扩压器在进气预旋 和 时的静压恢复性能。     

超燃冲压发动机支板喷射燃料的燃烧过程试验

利用高速摄影和高速纹影对超燃冲压发动机支板喷注燃料的燃烧流动过程进行了试验研究,结果表明:燃料喷注器与火焰稳定器之间的相对位置,对流场的火焰结构和发动机性能有较大的影响,支板侧喷较尾喷方案具有更好的燃烧效果.燃烧与流动强烈耦合,燃烧放热使得燃烧室压力升高,改变了上游来流流场结构,流场结构的改变同时又影响到了燃料的喷注、扩散和混合过程.      

用于直升机舱内降噪的主减周期撑杆研究

主减速器齿轮啮合产生的中高频谐波振动是直升机舱内噪声的主要来源之一,通过抑制该振动向机体的传递可达到舱内降噪的目的。基于金属/橡胶周期结构,提出了一种适用于直升机舱内降噪的串/并联复合型主减周期撑杆,不仅具有宽频减振特性,而且能够满足直升机对撑杆的强度和刚度要求。为指导这种周期撑杆的设计,首先采用谱单元法建立了复合型主减周期撑杆的动力学模型,进一步建立了该周期撑杆的刚度和强度分析模型;在此基础上,分析得到了该周期结构的主要设计参数对减振特性、刚度及强度的影响规律;最后,以某轻型直升机为背景机设计了复合型主减周期撑杆,对其减振特性、刚度及强度特性进行了仿真研究,结果表明：所提出的设计方案可满足该直升机对主减撑杆的刚度和强度要求,且撑杆两端位移传递率在500~2 000 Hz频率范围内的最大振动衰减超过60 dB,验证了本文所提出复合型周期撑杆方案的可行性。     

某型飞机尾起落架转弯困难分析

推导了某型飞机尾起落架主支柱转角与缓冲器行程的关系,以及尾起落架主支柱转角与轮轴倾角之间的关系,并指出在停机载荷下,尾起落架轮轴倾角受到主支柱转角的影响。将某型飞机与它同类型飞机尾起落架的转弯情况进行了比较,发现某型飞机尾起落架转弯困难的原因是:在停机载荷下,缓冲器压缩量较大,轮叉转动较小的角度就可以导致轮轴与地面之间产生较大的倾角。在满足缓冲性能的基础上,将某型飞机的尾起落架缓冲器重新进行了充填,提高其充气压力,减少灌油量,使尾起落架缓冲器在停机载荷下的压缩量为0。缓冲器经过重新充填后,在停机载荷下,该型飞机尾起落架轮轴与地面的倾角始终为0°,机轮垂直地面,即使在小转弯半径条件下,牵引转弯和首飞滑跑转弯时,尾起落架机轮左右转动也很灵活。改变该飞机尾起落架缓冲器充填参数后,解决了转弯困难的问题。