中心突扩燃烧室压强振荡试验研究

对两种结构中心突扩燃烧室在不同入口速度条件下的压强振荡问题进行了气体冷流试验。试验结果表明,随入口速度的增大,压强整体脉动幅值也逐渐增大,脉动主频也有增大的趋势,但不是严格随入口速度的增大而增大。在速度比较低的情况下,单一主频的振荡起主要作用,振荡幅值随速度的增大而增大,当振幅增加到一定值时,该主频的振荡趋于饱和,而次频振荡的作用逐渐增大。对于同一人口速度,燃烧室不同位置,压强脉动的幅值不同,进气道流场的压强脉动幅值最大,而回流区流场的压强脉动幅值最小。     

环形脉冲爆震发动机引射性能

采用解析方法得出爆震波在爆震管内的参数分布,应用数值方法对爆震波衰退为激波后的传播、排除过程进行了多循环模拟.通过对环形爆震管非稳态引射过程的分析,得出非稳态引射过程可以分成四个阶段,环形爆震管比传统的圆形爆震管的引射作用更强.不同结构参数的引射喷管对环形爆震管的引射增推性能不同,经过分析,得到了较佳的引射喷管的入口尺...     

环形爆震室中火焰加速数值模拟及验证

对带不同数量孔板的环形爆震室进行数值模拟,并通过试验对数值计算进行验证,来研究火焰加速现象、爆燃向爆震转变过程和不同当量比下起爆距离.数值计算采用二维轴对称非定常Navier-Stokes方程来模拟流体动力学过程.研究发现用较低的点火能量对火焰混合区的可燃气点火产生低速火焰,低速火焰向环形爆震室射流并改变方向向出口传播,火焰在孔板的阻碍作用以及火焰诱导激波和反射波的加速作用下,由层流变为湍流,湍流火焰与其诱导激波相互加强,最终引爆未燃混气;还对爆震波在孔板区的传播过程进行了分析,对不同当量比下的火焰速度和起爆距离进行了模拟研究.      

热和离心力作用下高压涡轮转子的径向变形

热和离心力变化是引起燃气轮机高压涡轮叶顶间隙变化的重要因素,也是转子设计和强度计算中考虑的基本点之一.为了便于进一步研究叶顶间隙变化规律及对轮盘和叶片进行强度计算,本文建立了在热和离心力作用下燃气轮机高压涡轮转子的径向变形模型.定性分析和定量计算了不同工况下热和离心力分别对叶片、轮盘径向变形的影响,以及两者共同作用下的...     

射流点火对爆震管中爆燃转爆震影响的实验

采用射流火焰的点火方式进行了爆震管中乙炔和空气混合物从爆燃向爆震转捩的实验研究.爆震管一端开口一端封闭,在封闭端与爆震管垂直安装预燃室,采用火花塞在预燃室中点火,形成射流火焰引燃爆震管中的混合物.基于光电转换原理研制的火焰测速系统测量了爆震管中火焰传播速度.实验表明,与在爆震管壁面火花塞点火相比,射流火焰点火加大了爆震...     

某战斗机高速全模颤振风洞试验研究

为了验证高速风洞全模颤振试验技术以及获取某战斗机颤振安全边界,运用风洞试验的方法研究了某战斗机全模颤振特性,重点考察了模型在支撑系统上的稳定性、安全性以及典型颤振特性。结果表明:采用悬浮支撑系统可以使颤振模型具有除轴向以外的5个方向的运动自由度以及较好的稳定性和安全性;跨声速时的非线性气动力与速压较高时的结构非线性对全机颤振特性有较大影响,导致模态参数与颤振稳定性参数随速压呈非线性变化;振动波形图显示了该模型颤振形式为缓和型颤振,验证了模型设计时的计算结果。     

喷口辐射热泄漏对延伸段壁温分布的影响

引入喷口的热辐射泄漏损失，导出辐射冷却推力室壁温的计算方程。分析表明，考虑与不考虑喷口热损失二者相比较，前者壁温约下降７０℃。本结果可为喷管延伸段材料的选取提供更为科学的理论依据。     

涡喷发动机加速控制系统数学模型及数字仿真

 本文介绍了航空涡轮喷气发动机加速控制系统数学模型建立、数字仿真方法。由于加速过程是一个大偏离动态过程,因而发动机与加速控制器模型均用非线性方程描述,对非线性方程组求解和系统迭代方法本文进行了讨论。算例中分析了在不同飞行条件下发动机的加速规律。     

化学平衡对燃气涡轮发动机循环性能影响

本文把化学平衡方法引入发动机循环性能计算中,探讨和揭示了化学平衡对发动机中高温部件的影响机理,并以某发动机为例,定量分析了化学平衡对发动机推力和耗油性能的影响。计算表明,化学平衡效应使发动机油耗上升,推力增加。     

一种精化的层合梁脱层模型

建立了一种精化的复合材料层合梁脱层模型。脱层梁被分为3个区,各区位移场为厚度坐标的三次函数,能满足层间位移和剪应力的连续条件、脱层界面的脱层条件和脱层边界点的位移连续条件。构造了其有限元模型。算例表明该模型较之基于经典理论和一阶剪切变形理论的脱层模型精度显著提高。