基于推力连续准则的小型涡轮冲压组合发动机模态转换过程分析

基于数值模拟方法开展了小型涡轮冲压组合发动机性能计算与匹配性分析.给出了详细的性能计算流程、设计点参数确定准则和模态转换过程参数计算方法.根据涡喷发动机压气机进口、涡轮出口的总静压参数沿飞行轨迹的变化规律,确定了涡轮模态向冲压模态转换的合理区间.根据冲压燃烧室进口参数和静压平衡等约束条件,确定了小型涡轮冲压组合发动机关键截面几何参数.分析了不同的流量调节阀开度对模态转换过程参数变化的影响.按照推力连续的准则,确定了模态转换过程流量调节阀开度随马赫数的变化规律.最后给出了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机推力、比冲和喷管喉道面积的变化.      

射流预冷却吸气式涡轮火箭发动机性能模拟

为扩展吸气式涡轮火箭发动机工作范围,提高发动机性能,在常规涡轮火箭发动机基础上加入射流预冷系统并修改热力模型,建立了射流预冷却吸气式涡轮火箭发动机性能计算模型。在给定航迹和控制规律下分析了不同压气机进口限制温度对喷水量、净推力和比冲的影响。仿真结果显示加入射流预冷器可以极大的扩展涡轮火箭发动机的工作范围,在高马赫数下可以极大的提高涡轮火箭发动机的净推力。     

跨声速扩压器设计及性能分析

对一种用于涡轮基组合发动机的扩压器进行了型面设计和性能分析.该扩压器进口与二维超声速进气道出口相连.设计过程中,将扩压器分为进口段、二维扩压段和出口等截面段,采用几何方法设计,并采用CFD数值模拟方法计算了扩压器流场,从设计和计算结果可以看出,扩压器出口总压和马赫数分布随着出口等截面段长度的增加而变得均匀,出口静压提高使得位于二维扩压段的正激波前移,在设计要求的反压范围内,正激波一直处于喉部之后,符合扩压器的设计要求.最后本文分析了采用"中襟翼"法控制流动分离并提高扩压器性能的方法.     

某型弹用涡喷发动机安装性能分析

在分析S形进气道的总压损失以及进气道，喷管／后体外部阻力计算方法的基础上，建立了针对某型号导弹涡喷发动机的安装性能的计算程序，并结合实际飞行条件，对用户附加引气，功率输出，进气道，喷管安装和环境温度对该发动机性能的影响进行了计算，结果表明，引气和提取功率影响不大，而进气道总压损失和进、排气系统的外部阻力有重要影响，环境温度有一定影响；而且由于弹用涡喷发动机的推力比较小，必须考虑安装性能计算，以便准确判断每一种安装因素所造成的性能损失，为设计和使用方提供理论指导依据。     

超声速燃烧室流场的数值模拟研究

用二维Ｎ－Ｓ方程的数值计算方法,模拟了超声速燃烧室内流场结构和性能。当量油气比φ＝０．３５和φ＝０．４６,燃烧室由扩张段和等截面段组成。在给定的进口状态下,计算结果与实验数据的比较表明,壁面压力和总压恢复系数相当符合。对计算的燃烧效率低于实验数据的原因进行了分析,对双模态超声燃烧室设计提出了改进的意见。     

煤油超声速燃烧的数值分析

利用计算流体力学软件对煤油在所设计的双模态超声速燃烧室内的超声速喷雾燃烧进行了数值模拟。采用离散液滴模型、概率密度函数紊流扩散燃烧模型和紊流k ω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。数值结果得到的壁面静压分布与实验数据基本一致;计算所得到的总压损失系数是0 696,非常接近实验测量值0 707,但计算得到的燃烧室燃烧效率远比实验值高。     

氢气超音速燃烧非定常过程数值模拟

用有限差分法求解二维Ｎ－Ｓ方程和组分守恒方程，使用代数涡粘性湍流模型，两步化学反应模型和ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ时间分裂法，模拟超音速气流中横喷氢气自动着火及火焰传播过程，清晰地描述了喷氢、火焰传播到主流、稳定燃烧过程中，温度、压力、速度和油气当量比的变化。计算结果表明，高温附面层和喷嘴前回流区能促使氢气自动着火，进口气流的静温是火焰向主流传播的重要影响因素。计算还证明了喷嘴后氢与空气两股流呈现平行流动，其间存在着强烈的湍流交换和化学反应边界层，超音速燃烧效率则主要取决于两股气流的混合速率。     

可压缩流动SIMPLE算法压力修正方程边界条件处理探析

可压缩粘性流体Nivier-Stokes方程SIMPLE算法求解中压力修正方程起着关键的作用.提出从连续性方程本质出发确定压力修正方程边界条件的方法.通过对双圆弧(凸包)通道内流场的计算验证了方法的正确性.     

民用航空动力技术风险评估的量化方法

通过层次分析法和质量功能展开,将用户对先进民用航空发动机的总需求逐层展开到具体技术并求得其权重,同时采用技术成熟度等级对各具体技术的风险水平进行量化,综合具体技术的权重和风险值计算得到整个发动机的总技术风险.该方法不仅可以评估整机系统,对其部件系统同样有效.以某型在研涡扇发动机的涡轮部件为例,应用该方法对其进行数值模拟,得到了定量的技术风险评估结果.     

燃气涡轮发动机加减速控制计划最优设计方法

提出了一种燃气涡轮发动机加减速控制计划最优设计方法.该方法在发动机过渡态性能模型的基础上,变换描述发动机过渡态性能非线性模型中的自变量,最终实现过渡态控制计划的优化设计.以某型双轴混排涡扇发动机的加速过程为例,使用该方法规划得到了满足其加速过程限制的最优控制计划.将得到的控制计划代入发动机过渡态性能模型中进行验证.整体相对优化误差在0.1‰量级,表明该方法具有设计精度高、使用简单等特点.