多模态RBCC主火箭室压对引射流动燃烧影响研究

为了研究火箭冲压组合动力循环(RBCC)发动机主火箭室压对引射模态发动机性能的影响,针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,分析了引射模态亚声速飞行阶段发动机工作特点,采用发动机与飞行器前后体集成的全流道数值模拟计算方法,研究了主火箭室压对RBCC亚声速飞行阶段燃烧室流动燃烧及发动机性能的影响。结果表明:主火箭室压增至26MPa时,由于主火箭喷管面积扩张比相应增大,使得主火箭喷管出口射流欠膨胀程度没有增大,避免了Fabri壅塞现象的产生,同时增大的主火箭射流马赫数使主火箭射流对第一级凹腔下游二次流道的挤压作用明显减弱,综合作用使得Ma=0和Ma=0.8条件下引射比分别提高了22.4%和40.0%;全流道计算结果表明在亚声速飞行阶段,提高主火箭室压一方面提升了主火箭推力,另一方面提升了燃烧室及后体推力,综合作用使得发动机比冲分别提高了11.5%和25.3%。提高主火箭室压有利于提升宽范围飞行RBCC发动机亚声速飞行阶段发动机性能。     

三旋流器加装外套环对燃烧性能的影响

对带有两种不同头部结构（基准型为方案1,头部加装外套环为方案2）的三旋流单头部燃烧室进行了研究,对有两种头部结构的燃烧室进行了流场和燃烧场的数值模拟,在相同的进口试验条件下,用燃气分析法和15点测温耙分别测量了两种头部的燃烧效率、出口冒烟数和出口温度场.结果表明:三旋流器的燃烧效率超过了99.7%,加装外套环后其流场、温度场分布均较基准型有所改善,回流区更加饱满,油气混合和燃油雾化效果增强,出口温度分布系数（OTDF）和出口冒烟数分别降低了36%和25%.      

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.      

正十二烷和甲基环己烷在超燃燃烧室中的点火和稳焰特性研究

主要研究了液态单组份碳氢燃料在超燃燃烧室中的点火和稳焰性能,所用燃料为正十二烷和甲基环己烷,研究结果可以为超燃冲压发动机的燃料制备提供部分依据。试验在以蓄热式加热器为核心的直连式试验台上进行,超燃燃烧室进口总温在1040~1100K范围内,进口马赫数2.03,进口空气流量2.0kg/s左右,点火器为燃气发生器,采用串联凹腔作为火焰稳定装置,在第一个凹腔前常温燃料垂直喷射到燃烧室中。研究结果表明:与正十二烷相比,甲基环己烷在来流总温较低的超声速流中更容易被点燃和实现稳火,但总体来讲,当燃烧室进口总温低于1100K时,常温液态燃料的点火和稳焰性能较差。理论分析了两种燃料的蒸发特性,计算结果表明在来流参数相同时,甲基环己烷的蒸发特性优于正十二烷。利用一维分析方法结合试验测量的壁面静压、燃烧室入口马赫数和空气流量,得到了正十二烷和甲基环己烷不同工况时的总温分布和出口燃烧效率。     

内压缩段构型对高超声速进气道自起动性能的影响

为了探寻内压缩段构型对高超声速进气道自起动性能的影响,对二元高超声速进气道折角型和曲线型两种内压缩段的自起动过程进行准定常数值仿真研究.对比了这两种构型进气道在不同唇罩起始压缩角下的自起动性能和自起动过程中分离区的变化规律,并分析了内通道压缩强度沿程分布对进气道自起动性能的影响.研究表明:①即使进气道内收缩段的内收缩比相同,不同的内压缩段构型和唇罩起始压缩角对高超声速进气道的自起动性能影响显著,曲线型内压缩段构型的自起动性能明显优于折角型;②内压缩段的总压缩强度及其沿流向分布都是影响高超声速进气道自起动性能的关键因素,并且压缩强度沿流向分布决定着进气道在自起动过程中处于临界状态下主分离包所停留的位置.      

基于PCA-TN的直升机主减速器通用热分析计算

针对当前热分析方法无法满足直升机主减速器结构复杂多变的问题,提出了一种快速获取主减速器温度场分布的通用热分析方法。以典型直升机主减速器为样本,进行了主成分分析（principal component analysis,PCA）,并结合热网络法（thermal network,TN）,分析获得3种通用热分析单元体模型。对于不同结构的主减速器,通过单元体及其衍生体的组合可以迅速且有效地建立其系统热分析模型,求解获得温度场分布。以某直升机主减速器为例,应用该方法进行了热分析,并与试验进行了对比,结果表明:该方法能高效计算主减速器的温度场分布,计算值与试验值最大误差为5.07%,满足主减速器热分析工程计算需求。      

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。      

基于VEE的信号发生器自动校准软件

主要介绍了信号发生器校准系统的组成、自动校准软件的总体结构、软件设计方法和软件验证。该软件采用模块化设计,结构清晰;程控命令库和归一化测试流程设计解决了自动校准软件对各种型号信号发生器的兼容性问题;模板文件设计符合实际工作需要,数据集Data Set和Data Grid控件的设计实现了测试数据的存储和显示功能。结果表明,该软件实现了信号发生器的自动校准。     

弱旋流喷嘴的污染排放和燃烧稳定性分析

基于弱旋流喷嘴(LSI)的弱旋流燃烧技术具有极低的NOx污染排放能力.分析了弱旋流燃烧的稳定燃烧和降低污染排放的原理,发现其特殊的流动形式及其与湍流火焰传播的匹配是决定其燃烧稳定性和污染排放的主要因素.而弱旋流喷嘴的旋流叶片角度、直径比和流量比等关键参数会影响LSI的下游流动特征,进而影响其燃烧性能.燃料对LSI燃烧稳定性和污染排放的影响主要是通过火焰传播速度和绝热火焰温度发挥作用.为了将液体燃料应用于LSI,目前主要采用了预混预蒸发的方式,试验结果表明:其NOx排放可比采用常规强旋流喷嘴的燃烧室降低10%~60%,但存在自燃和回火的风险.而LSI喷雾燃烧的方式,则需要针对弱旋流液雾燃烧开展更深入的基础研究.只有解决了液体燃料的LSI应用问题,才能发展出不同于传统强旋流燃烧的新一代航空发动机超低排放燃烧室.      

微机械陀螺正交耦合误差静电力抑制的有限元仿真研究

微机械陀螺的正交耦合误差是敏感结构振动模态间的刚度耦合引起的检测模态输出偏量,是影响陀螺性能的关键误差源之一。静电力抑制是一种采用静电力调节驱动模态的主轴偏量,使用直流电压进行正交耦合误差抑制的方法,该方法具有片上实时抑制能力,能够有效抑制正交耦合误差。从静电力抑制正交耦合误差的基本原理出发,运用有限元仿真,对硅基音叉陀螺正交耦合误差的静电力抑制进行了仿真分析,并通过实物测试数据进行了验证。