波瓣数对波瓣强迫混合排气系统性能影响

建立了不同波瓣数的某涡扇发动机波瓣混合排气系统的几何模型和数值计算模型,通过三维数值模拟研究,得到了在波瓣强迫混合排气中不同波瓣数对波瓣混合器流场、热混合效率和总压恢复系数的影响规律.结果表明:在波瓣数8～24范围内,在波瓣尾缘处,流向涡无量纲平均涡量随波瓣数的增加而增大;在混合排气系统出口截面处,热混合效率随波瓣数的增加而减小,总压恢复系数随波瓣数的增加先增大后减小再增大.      

尾缘凹扇及综合修形对波瓣混合器性能影响

建立了某实用的尾缘凹扇和综合修形波瓣混合器流场数值计算模型,通过三维数值模拟研究,得到了尾缘凹扇以及综合修形对波瓣混合器流场、热混合效率和总压恢复系数的影响规律.结果表明:凹扇修形热混合效率随切除大小的增大而减小,总压恢复系数随切除大小的增大而增加;在所研究的尾缘综合修形模型中,凹扇半切模型混合效率高,总压损失小,综合性能最好.      

后缘切角对波瓣混合器性能影响

建立了某实用的后缘切角波瓣混合器流场数值计算模型,通过三维数值模拟研究,得到了波瓣后缘切角的角度值对于波瓣混合器流场热混合效率和总压恢复系数的影响规律.结果表明:后缘切角在2.5°至15°之间变化时,热混合效率随切角角度的增大而增大,总压恢复系数随切角角度的增大而减小;后缘切角在15°至60°之间变化时,热混合效率随切角角度的增大而减小,总压恢复系数随切角角度的增大而增大.      

航空发动机矢量喷管作动器伺服阀非稳态热分析

采用集总参数法,对航空发动机矢量喷管作动器伺服阀进行了非稳态热分析,建立了相应的数学模型,研究了环境温度、伺服阀初始温度和伺服阀焦耳热对伺服阀温度随时间的变化规律。结果表明:伺服阀的稳定温度只随环境温度和伺服阀焦耳热的增大而升高,与伺服阀初始温度无关。伺服阀超温时间随着初始温度、环境温度、伺服阀焦耳热的增大而缩短:环境温度为300℃,伺服阀焦耳热为0.08W时,初始温度从50℃到100℃,超温时间缩短20.6%。伺服阀焦耳热为0.08W,初始温度为70℃,环境温度从250℃上升400℃时,超温时间缩短了60.8%。环境温度为300℃,初始温度为122.6℃时,10W的伺服阀焦耳热相比0.08W,超温时间缩短了38.3%。     

径向冷却通道截面特征长度对气冷稳定器性能影响

通过研究径向冷却通道截面特征长度的改变对气冷稳定器的冷态流场、冷却性能及流动损失的影响,为其进一步的优化设计提供参考依据。采用经过实验验证的CFD方法,对某气冷稳定器进行了数值模拟研究,在所研究的特征长度范围内,结果表明:特征长度的增加,减少了径向冷却通道下部的进气阻力,使得风兜引气率增加了667%;下部出气孔出流由于受到回流涡的影响,出流量明显低于上部出气孔,特征长度的改变对出流量分布的影响不大;特征长度的增加会加强径向稳定器近环形稳定器处的外壁面冷却效果,但是会减弱径向稳定器近中心锥处的外壁面冷却效果;特征长度的增加,使得出口总压恢复系数下降了0.086%,沿程总压恢复系数曲线向下移动。      

纳米单晶氩机械拉伸性质的分子动力学模拟

采用分子动力学(MD)方法对纳米单晶氩杆进行了机械拉伸变形和断裂的模拟研究。在拉伸过程中可以观察到原子位错,间隙的形成,裂纹的出现,以及后来的断裂分离等现象,与宏观的拉伸试样相似。MD模拟的拉伸试样的真实应力应变图显示,纳米单晶氩杆随着应变的增加应力略有增加,超过某一应变值后,应力急剧增加到最大值。随后,在加载速率较大时试样突然脆性断裂,在加载速率较小时应力却有一个突然的下降变负过程。这说明加载速率对材料的强度影响很大,当加载速度分别为2.16m/s和6.49m/s时,纳米单晶氩材料相应的断裂强度为2.6GPa和6.6GPa。纳米单晶氩材料在断裂前经历了一个较大的塑性变形过程,但其断裂方式却是完全脆性的。另外,纳米单晶氩材料在自由边界条件下充分弛豫后在垂直于拉伸的方向有轻微的收缩,不同于Al,Cu,Ni等具有FCC晶格结构的纳米单晶材料由于内力的作用引起轻微膨胀。     

波瓣高宽比对波瓣强迫混合排气系统性能影响

在保证波瓣强迫混合排气系统内外涵流道面积不变的情况下,建立了某型涡扇发动机不同波瓣高宽比波瓣强迫混合排气系统的几何模型,基于Navier-Stokes方程进行了数值模拟研究,得到了波瓣强迫混合排气系统中,在涵道比和内外涵面积不变的条件下,波瓣高宽比对波瓣强迫混合排气系统的流场、热混合效率、总压恢复系数和推力系数的影响规律.结果表明:当涵道比不变时,在波瓣高宽比为2~4.5的变化范围内,在排气系统出口处,混合效率随波瓣高宽比的增加呈现出增大-减小-增大的趋势,其中波瓣高宽比为3和3.21分别为曲线的两个拐点.而随着波瓣高宽比的增加,总压恢复系数、推力系数均不断减小.      

组合发动机蒙皮壁温计算方法研究

为满足组合发动机总体热防护的需要,分别采用参考温度法和大气透过率计算软件MODTRAN4计算了组合发动机蒙皮所受的气动加热和环境热辐射。利用本文建立的稳态热平衡方程,迭代求解得到组合发动机蒙皮在典型飞行工况下的一维稳态温度分布。将本文计算的结果与美国航空航天局(NASA)的实验结果进行对比,误差不大于6%。对典型飞行工况下不同蒙皮壁面发射率、不同飞行攻角进行了系列研究。结果表明:随着发射率的提高,蒙皮壁温逐渐降低,随着攻角的增加,蒙皮壁温逐渐增高。在某标准工况下,发射率为1.0的蒙皮温度比发射率为0.1的蒙皮温度低98.01K,降幅为12.76%。攻角为45°的蒙皮温度比攻角为0°的蒙皮温度高95.45K,增幅为13.14%。     

孔径比与冲击距对冲击/发散冷却隔热屏冷却性能影响

为了获得孔径比与冲击距对冲击/发散冷却层板隔热屏冷却性能的影响,采用商用软件Fluent,基于加力燃烧室隔热屏的工况条件,对7组不同孔径比和7组不同相对冲击距的冲击/发散层板模型进行了三维流固耦合传热数值模拟研究,得到了层板隔热屏内部被冲击表面的Nu数、层板隔热屏气膜冷却表面的冷却效果、层板隔热屏的冷气消耗和冷流体热负荷的变化规律,其对层板隔热屏的设计具有参考价值。结果表明,Nu数与冷却效果均随着孔径比的增大而增大,随着冲击距的增大而减小。其中随孔径比增大,平均冷却效果值最大增大40.5%,随冲击距增大,平均冷却效果值最大减小3.27%。     

气冷环向稳定器张角对混合扩压器性能影响

为了研究气冷环向稳定器张角对混合扩压器性能的影响规律,针对一种混合扩压器和气冷稳定器一体化新型结构,基于N-S方程建立了流场三维数值计算模型,采用数值模拟研究了气冷环向稳定器张角对混合扩压器流场、热混合效率和流动损失的影响规律。结果表明:在气冷稳定器的诱导作用下,外涵冷空气大量入侵内涵高温燃气,使内外涵流体之间进行强力掺混,大大提高了外涵冷空气温度;随着气冷环向稳定器张角的增大,稳定器堵塞比增大,流动损失增大,总压恢复系数减小;14°张角模型的混合扩压器总压恢复系数最大,其值为0.992,比最小值大0.002;此外,热混合效率随气冷环向稳定器张角的增加变化较小,加力燃烧室出口热混合效率最大值与最小值仅相差1.6%。