超燃冲压发动机燃烧室亚/超燃模态数值研究

采用Mac Cormack格式、B-L湍流模型及氢/空气两步化学反应模型,计算了双模态冲压发动机燃烧室在不同来流条件和供油规律下的二维燃烧流场。计算结果表明,在相同来流条件下,供油规律对燃烧室的工作模态有着重大影响;在不同来流条件下,可通过调节供油规律,使燃烧室分别实现亚燃模态和超燃模态。     

叶型上局部凸起对扩压器性能影响的数值研究

借助CFD数值模拟技术,对四种常规叶片扩压器（不同凸起位置）内部流场进行了数值模拟,研究了不同凸起位置对扩压器性能的影响,讨论了改变叶片凸起位置对扩压器静压恢复系数、总压损失系数等性能参数的影响,以为小型/微型发动机的叶片扩压器的优化设计提供一定的参考价值。结果表明,当叶片扩压器产生局部凸起时,在流动进入叶片扩压器凸起截面后面产生了低速流动,导致了明显的总压损失,使得叶片扩压器的效率降低。叶片中间产生凸起对于叶片扩压器的总压损失最高。在工程实际中叶片扩压器如果产生局部凸起,尽量选择在叶片前端。     

运用SIMPLE方法计算大曲率弯道中的湍流流动

在三维任意贴体非正交曲线坐标系下应用同位网格技术,发展了适于求解复杂流动的压力修正算法,采用速度的协变物理分量为动量方程中速度的求解变量,湍流模型选用标准的κ-ε模型.计算表明,方法具有良好的收敛性、准确性和稳定性,计算值与试验数值吻合良好,而且能预示通道内复杂的流动现象.     

液体煤油超声速燃烧数值分析的湍流模型

利用计算流体力学软件对煤油在所设计的双模态燃烧室内的喷雾燃烧进行了数值模拟。采用k-ε三种形式、k-ω两种形式和雷诺应力湍流模型,计算了在飞行马赫数为5,煤油与空气的当量比为0.551时的情况。通过将数值模拟结果与实验数据进行对比,证明这些湍流模型都可用于煤油超声速燃烧的数值计算。并且,k-εRNG模型和k-ωSST模型的计算结果与实验数据最为接近,可以认为这两个模型在模拟煤油超声速燃烧流场中是非常有效的;而雷诺应力模型效果较差。     

超燃冲压发动机燃烧室碳氢燃料的点火和火焰稳定研究

在氢氧加热脉冲风洞上,对超音速燃烧室在进口2Ma、总温960~1 420 K条件下的碳氢燃料的点火和火焰稳定进行了实验研究。在直连式超音速燃烧室实验中,通过采用火花塞 氢先锋火焰、火花塞 乙烯先锋火焰的方法实现了煤油燃料的点火和火焰稳定。研究结果显示,当采用氢作为先锋火焰时,利用火花塞能够在燃烧室进口总温960 K条件下实现煤油的点火和火焰稳定;当采用乙烯作为先锋火焰时,利用火花塞,实现没有点火和火焰稳定的最低温度为1 420 K。     

基于序列工作点的航空发动机过渡态气路分析参数选择研究

为了降低由多工作点分析(MOPA)方法的平均效应所产生的气路分析(GPA)系统误差,提出了基于航空发动机过渡工作过程的序列工作点分析(SOPA)技术,并以此为基础提出了一种系统的气路分析参数选择方法。该方法利用连续小波变换对时间信号的增强解析能力,提取待求健康参数在备选测量传感器上的参数特征,实现了在传感器安装受限条件下必要测量参数的选择。通过对SOPA子系统矩阵进行奇异值分解(SVD),获得了在过渡工作过程中不同时间片段上的健康参数可辨识性。针对大涵道比双轴分排涡扇发动机的参数分析结果表明:通过对待求健康参数的敏感性输出信号进行小波分析所确定的最简传感器布局,具备对全部待求健康参数的可辨识性;而以时间片段矩阵的条件数作为判据评估SOPA子系统的参数辨识能力,能够有效地确定具有高可靠性的SOPA时间片段位置,保证了对发动机气路部件健康状态的估计精度。     

基于燃烧室多反应器模型的民用涡扇发动机排放预测

选用燃油JetA为航空燃料,建立了简化火焰锋面模型、燃烧化学平衡模型、燃烧动力学模型、燃油雾化模型、燃油蒸发模型及污染排放生成模型.采用基于燃烧室多反应器模型对发动机在不同工作状态下的排放产物NOx、未燃碳氢化合物(unburned hydrocarbons,UHC)和CO进行了计算.结果表明:燃烧室内火焰温度越高,NOx排放量越大.在发动机工作在低转速工况下时,燃油液滴的雾化直径大,造成CO与UHC排放量增加.基于燃烧室多反应器模型计算通用性强、速度快,适合与发动机性能程序相结合,在发动机设计阶段对发动机不同工作状态下的排放产物含量进行预测计算.     

进气畸变对发动机压缩部件气动稳定性的影响

发展了一种在发动机环境下评定航空涡轮发动机压缩系统稳定工作边界的数学物理模型。压缩系统模型采用基于平行压气机理论的准一维时间相关模型方程以及激盘-滞后-容积的压气机级模型，稳定性模型则采用了对整个压缩系统统一判别的方式。计算过程与发动机非设计点性能计算相关联，使得压缩系统稳定性分析在真实的发动机运行环境（调节规律）下进行。研究了进气畸变对航空燃气涡轮发动机压缩系统稳定工作边界的影响。对总压畸变进气条件下压气机稳定工作边界的变化进行了计算分析，结果表明，进气总压畸变对发动机稳定性有很大的影响，使得压气机稳定工作边界在压气机的特性图中向右下方移动，降低了发动机的喘振裕度。发展的数学物理模型可以正确地反映发动机压缩系统的工作状况，用它判断发动机不稳定工作点的重复性和灵敏度都比较好。     

综合飞行/推进系统H∞控制设计

应用混合灵敏度H∞控制理论研究了综合飞行/推进系统多变量鲁棒控制器设计问题,分析并提出了合理构造和调整加权阵设计综合控制律的方法,针对混合灵敏度H∞控制设计的关键———构造加权阵问题,从加权阵的约束条件和控制系统设计的性能指标两方面入手,通过构造和调整两个加权阵频域特性,以达到对控制系统进行频域整形的目的,仿真结果证明了方法的有效性。     

用不同化学反应模型对煤油超声速燃烧的数值分析

采用单步不可逆有限速率化学反应模型,同时结合离散液滴模型、概率密度函数紊流燃烧模型的混合分数平衡化学反应模型,对煤油在双模态燃烧室内的燃烧进行了数值分析。通过比较数值计算结果与实验结果,说明计算所采用的模型是有效的。在给定的计算条件下,与单步不可逆有限速率化学反应模型相比,结合了离散液滴模型的混合分数化学反应模型更能准确地预测煤油在双模态燃烧室内的喷雾燃烧,并且集燃料喷射、混合及火焰稳定为一体的凹槽火焰稳定器增强了燃料的混合和燃烧,使燃烧效率在燃烧室出口达0.880 6。