球面收敛二元喷管电磁散射特性

采用迭代物理光学法和等效边缘电磁流法,对球面收敛二元喷管电磁散射特性进行研究.计算分析了该喷管电磁散射的构成及散射机理、散射场的空间分布特性、散射的频率特性,分别计算和对比分析了电磁波在俯仰平面和偏航平面入射时喷管在中间和最大两种状态下的电磁散射情况.研究表明该喷管在垂直极化下边缘绕射场对散射总场的贡献在大角度下体现.电磁波入射频率越高,该喷管后向散射越强烈,雷达散射截面分布对姿态角度越敏感.      

航空发动机减排关键技术及应用

压气机和燃烧室的出口温度越来越高,燃烧室的工作压力和油气比也越来越高,燃烧室必须能够在更宽的工作包线内工作.这些性能方面的改善会使大功率状态氮氧化物(NO2)、小功率状态CO和未然碳氢化合物(UHC)的排放量增多.为了有效控制污染排放、改善性能、提高耐久性和节约维护成本,必须要采取一系列减排措施.     

套筒长度对火焰筒流场和雾化特性的影响

利用激光粒子动态分析仪实验研究了套筒长度对火焰筒头部的流场和喷雾场的影响.结果表明:套筒长度控制流场的发展,影响顺流区壁面再附点的位置,随着套筒长度的增加,再附点向下游移动.套筒的长度存在一个临界值,使中心回流区的尺寸最大.套筒对雾化的影响较大,在回流区内,套筒长度最小时雾化效果较好.在顺流区内,液雾的索太尔平均直径随着套筒长度的增加而逐渐减小.套筒加长时喷雾锥角有所减小.套筒的最佳长度选择需要综合考虑燃烧室的具体设计要求.      

燃气轮机燃烧室中的管路设计

燃气轮机燃烧室中的管路主要用于供油、引气和测试等,其重要性往往易被忽视,而成为故障易发部位。为了提高燃气轮机燃烧室管路部件的可靠性,从实际应用出发,分析总结了燃烧室的管路设计中需要考虑的管路材料、直径以及壁厚的选择,形状的确定,相配件的热膨胀协调、卡箍与支架的设计,振频及动应力计算与测试,焊接方式的选择与工艺控制,后期校形控制等主要因素。通过对以上各设计细节的控制,可以从根本上解决管路易出现的各种问题,降低燃烧室管路故障发生的概率。     

航空发动机新型补燃增推燃烧室的现状与发展

涡轮后框架一体化加力燃烧室（简称涡轮后框架燃烧室）和涡轮间燃烧室均是为了提高推进效率和降低耗油率而新近开发和验证的2种先进补燃增推燃烧室。综述了2种燃烧室的基本结构、研制背景、发展历程和目前研究进展,总结了从众多研究中获得的这2种燃烧室相对常规结构的性能特点,如涡轮后框架燃烧室结构紧凑,流体损失小,结构耐久性好;涡轮间燃烧室推进效率高,热效率高。还指示了这2种燃烧室的发展趋势。     

航空发动机排气系统雷达散射特性数值计算

为了获取航空发动机排气系统的雷达散射特性,以亚巡状态典型发动机排气系统物理模型为基础,采用高频计算方法 弹跳射线法计算了排气系统在6、10、15 GHz 3个典型频点下水平极化与垂直极化的雷达散射截面（RCS）分布规律,并通过计算10 GHz频点的热点成像确定了排气系统中的强散射源。结果表明：随着频率的提高,雷达波对目标细节的探测能力有所增强,排气 系统RCS曲线上的强散射峰值数量明显增加,且分布位置有所不同;随着俯仰角的增大,排气系统在水平探测面-30°~30°内的 RCS散射峰值的分布位置与强度均发生变化,与俯仰角0°时相比,RCS均值最大降幅可达94.1%;综合不同探测角度下的成像情 况,支板、加力内锥、火焰稳定器与喉道截面热点强度较大,是雷达波的强散射源,也是发动机雷达隐身需要关注的重点。     

燃气轮机燃烧室火焰筒耐温技术的发展与应用

为了理清火焰筒耐温技术的发展脉络,明确未来的发展方向,对火焰筒壁面冷却技术、热障涂层技术与耐高温材料技术进行了综合分析.火焰筒冷却技术是保证火焰筒壁面处于材料允许的安全工作范围内的关键技术,多种冷却技术相结合的复合冷却技术将是今后的重点发展方向,而采用EB-PVD技术进行多层涂履的热障涂层技术将会得到进一步的发展.陶瓷材料由于其特殊的耐高温热氧化能力,将有望成为未来燃烧室火焰筒的主要材料.     

基于中心分级的高温升燃烧室性能预估

针对高推质比航空发动机高温升燃烧室的需求,提出一种中心分级燃烧室的设计方案,在保证与现有单环腔燃烧室扩压器尺寸、外机匣最大直径及燃烧室出口尺寸相同的情况下,对设计模型进行了三维数值模拟,并与现有的单环腔燃烧室数值模拟结果及试验结果进行了对比分析.研究结果表明:采用中心分级燃烧室,在获得更高温升的同时,可获得比单环腔燃烧室更高的总压恢复系数和比单环腔燃烧室更低的燃烧室出口温度分布系数(OTDF),其慢车工况下的CO排放和NO排放略高于单环腔燃烧室;在设计总油气比为0.045的情况下,温升可达1360K,总压恢复系数大于等于0.96,OTDF小于等于0.14,出口径向温度分布系数(RTDF)小于等于0.10,燃烧效率大于等于0.987.     

与飞机融合的单边膨胀喷管排气系统

单边膨胀喷管（Single Expansion Ramp Nozzle,SERN）是1种新型的排气喷管,具有可以有效抑制航空发动机排气系统的红外辐射和雷达反射截面积、后体阻力小、质量轻、增加飞机的敏捷性和可操控性等优点。运用计算流体力学/红外辐射（CFD/IR）数值模拟的方法,采用标准k-ε湍流模型和标准壁面函数,研究了轴对称喷管、单边膨胀喷管和开缝冷却单边膨胀喷管的排气系统与机身融合后的红外辐射特性空间分布规律。结果表明：单边膨胀喷管大幅度降低了排气系统尾向红外辐射峰值,其降幅达到60%以上,说明了单边膨胀喷管与后机身融合、遮挡内部高温部件,从而降低了尾向红外辐射的卓越红外抑制效果。     

低发射率材料涂敷方案对排气系统红外特性的影响

为了研究低发射率材料涂覆方案对排气系统红外特性的影响,建立了航空发动机排气系统模型,制定4种低发射率材 料涂敷方案,将涂敷部位的发射率分别设置为0.3和0.1,针对低发射率材料对航空发动机排气系统3～5 μm和8～14 μm波段的红 外辐射特性的影响进行数值仿真。结果表明：涂敷低发射率材料对排气系统3～5 μm和8～14 μm波段的红外辐射均有明显抑制 作用;在3～5 μm和8～14 μm波段,最优的涂覆方案对红外辐射强度最大值的抑制效果可达56%与37%。对排气系统中的加力 筒体、喷管等部位涂敷低发射率材料,在3～5 μm波段会增大其有效红外辐射强度,在8～14 μm波段会减小喷管的有效红外辐射 强度,增大加力筒体的有效红外辐射强度。