亚燃模态下释热分布对发动机性能的影响

为揭示释热分布对亚燃模态下超燃发动机性能的影响规律,对马赫数2.0,总温1100K,总压1.0MPa的来流,完成了燃烧室直连式实验和数值模拟研究。针对上游释热和下游释热条件,对比了发动机壁面压力分布,分析了内流道一维质量加权马赫数,获得了发动机部件和总体性能数据。结果表明,在总当量比相同情况下,上游释热能够获得更好的发动机性能,没有尾喷管时比下游释热获得的推力高出约18%,但在有尾喷管时只相差2.6%;对于本文构型,燃烧室和尾喷管是发动机推力的主要来源,两种释热分布下,二者产生的推力超过了发动机总推力的90%;但对于更高总当量比,上游释热可能会导致进气道不启动,需要增加下游释热获得更高的发动机性能。     

高超声速进气道起动问题的理论判据新认识

为了判断进气道起动马赫数,基于Kantrowitz起动判据,联系激波关系式和流量连续方程得到一系列等值线,将等值线推广到有入射激波和低马赫数溢流的情况。结果表明这些等值线具有以下特性:等值线连接进气道的内收缩比和总收缩比;等值线是等总压恢复线和等流量线;等值线可由Isentropic曲线方程乘于进气道内收缩段自起动时总压恢复的倒数得到;存在入射激波的起动等值线在设计状态等值线的右侧;有低马赫数溢流的起动等值线在设计状态等值线的左侧;等值线提供了一种联系Kantrowitz和Isentropic曲线的方法。根据以上特性,将等值线应用于高超声速进气道起动问题,并通过实例应用文中的理论判据评估无粘条件下混压式多楔二元进气道来流起动马赫数理论值,与CFD结果吻合较好,误差小于2%,初步探索了理论快速估算进气道起动马赫数的可行性。     

端弯联合弯叶片对叶栅旋涡结构和气动性能的影响

为了研究弯叶片弯角、端弯弯高和端弯弯角三个参数对扩压叶栅流道内的旋涡结构和气动性能所造成的影响大小和交互作用的主次顺序,以环形扩压叶栅为研究对象,通过正交试验设计的方法,对试验结果进行分析。结果表明,存在一个最佳弯叶片弯角以平衡集中脱落涡和壁角涡对叶栅出口总压损失分布的影响;弯叶片弯角的提高会导致壁角涡减弱并且涡核靠向端壁,集中脱落涡增强并且涡核靠向流道中部;旋涡结构的变化进而导致端部高损失区域损失减小并且靠向集中脱落涡涡核,流道中部损失增厚并且向中部收缩。端弯的弯高和弯角对角区的影响明显强于流道中部;壁角涡强度的提高导致端部损失的增加;集中脱落涡涡核向端壁移动,导致流道中部损失向端区扩散,但损失减小有限。     

空气等离子体射流点火器特性实验研究

为了研究等离子体射流点火提升燃烧室内可燃混合气点火性能的机理,利用建立的实验测量系统,实验研究空气等离子体射流点火器的放电特性和射流特性,并与电火花点火器对比研究在航空煤油/空气混合气中的点火过程。实验结果表明,该空气等离子体射流点火器的击穿电压为9.2k V;相同电压下,电弧电流随工作介质流量的增大而减小,随点火驱动电源输出电流的增大而增大;点火器的伏安特性为下降型;等离子体点火射流长度随点火驱动电源输出电流的增大而增长,随工作介质流量的增大,先增长后缩短;来流速度对等离子体点火射流产生较大影响;等离子体射流点火延迟时间小于电火花点火。     

内旋流器旋流数对三级旋流流场特性的影响

为探讨内级旋流器旋流数对三级旋流流场结构的影响,采用2D-PIV流场测试技术,对三级旋流燃烧室简化模型开展试验研究。研究结果表明:内级旋流器旋流强弱并不是回流区形成的主要决定因素;随着内级旋流器旋流数的增加,回流区轴向长度逐渐变短,最大回流量逐渐增大,而对涡心位置、回流区径向宽度影响较小;回流区形状同时受内级旋流器旋流数及外级旋流器旋流数的影响,当内级旋流器旋流数相对外级旋流器旋流数足够小时,较易出现尾迹区。     

塞锥气膜冷却对二元塞式喷管红外特征的影响

为了研究二元塞式喷管塞锥壁面多斜孔气膜冷却对喷管红外特征的影响,设计了带冷却结构的喷管试验模型,测量了吹风比从0增加到1时的塞锥壁面温度、喷管出口截面处喷流温度以及喷管红外辐射强度.结果表明：随着吹风比的增加,气膜冷却效率逐渐提高,最大达到0.68;喷管出口截面在中心区域喷流的温度逐渐降低,最大降幅为14%;喷管红外辐射强度逐渐降低,在0°方位角上最大降低52.8%,在90°方位角上最大降低13%.     

基于PXI的液体姿轨控火箭发动机试验测控系统设计与实现

针对液体姿轨控火箭发动机地面试验高精度、高风险和灵活多变的特点,设计研发了一套以PXI （PCI extensions for instrumentation）控制器为主体的发动机试验测控系统.控制系统拥有40路开关量控制能力,综合运用手动、时序和自动控制方式.测量系统拥有120路信号同步采集能力,具备故障诊断功能.测控系统软件使用LabVIEW开发,通用性良好.为增强控制可靠性,设计了面向工艺流程的试验面板,应用嵌入式控制,进行信号多级监测并引入紧急自动关机控制.为提高测量精度,对测量参数进行原位标定,提出了一种改进的干扰消除电路.该系统已多次成功应用于液体姿轨控火箭发动机地面试验,采用的设计方法有效地提高了测控系统的可靠性,测量精度和控制精度分别达到0.5%和0.1ms,能够充分满足多种类型的液体姿轨控火箭发动机对试验测控系统的要求.     

航空发动机静承压件适航符合性验证方法

对《航空发动机适航规定》（CCAR33-R2）新增条款CCAR33.64（静承压件）进行解读与分析,结合试验设计法、数值模拟法开展针对航空发动机静承压件适航条款的符合性验证方法和验证流程的研究.提出针对CCAR33.64的符合性验证流程,并以某型航空发动机低压涡轮后机匣的模型为例进行验证.选取机匣的最大工作压力和1.1倍最大工作压力分别作为加载条件进行数值模拟,得出最大等效应力分别为453MPa和534MPa,最大机匣变形分别为0.366mm和0.432mm,不会出现永久变形或机匣破裂的情况,满足适航要求.验证了该流程的适航符合性,为制定航空发动机静承压件适航指南提供参考依据.     

榫接结构接触面几何形式对接触应力的影响

针对接触边界计算精度问题,结合光弹试验,提出了适用于榫接结构接触区的网格划分策略.在此基础上,进一步分析齿形结构和齿形角度对榫接结构接触面接触应力的影响,并应用于梯形齿结构进行验证,认为合理的梯形齿几何结构能够有效地降低接触应力,并且不对其他危险部位造成影响,设计合理的梯形齿相比于圆弧齿具有一定的优势.以梯形齿接触角度为设计变量进行的优化结果表明：接触边界最大等效应力下降25.54%.     

针栓式喷注器锥形液膜破碎特性试验

采用高速摄影获得了针栓式喷注器在不同喷注压降和结构参数下的表面波破碎图像,测量了锥形液膜的破碎长度和破碎时间,研究了变工况时液膜破碎长度和破碎时间的变化规律.试验结果表明:在喷注压降不变的条件下,针栓式喷注器能够实现流量的线性调节.针栓式喷注器设计时,在合理的推进剂动量比范围内,狭缝宽度应尽量取小.液膜在低工况时破碎得更快.液膜破碎长度和破碎时间均随喷注压降的增加而减小.