化学非平衡流动对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响

采用RNGk-ε湍流模型和有限体积方法数值求解有组分的守恒形式Navier-Stokes方程,针对设计的超声速燃烧冲压发动机单斜面膨胀喷管,采用氢氧七组元八反应模型,数值模拟不同高度、不同来流马赫数条件下的喷管流场和性能.计算结果表明,喷管内的进一步燃烧对燃烧室起到了一定的补燃作用,对喷管性能影响较大.化学非平衡状态下,喷管推力特性和升力特性显著提高.超燃冲压发动机尾喷管的性能研究,应考虑化学非平衡流动的影响.      

由喷嘴连接的燃烧室到供应系统压力振荡传递过程研究

为了研究在压力振荡由液体火箭发动机燃烧室传递到供应系统的过程中喷嘴所起的作用,从理论上分析了压力振荡由燃烧室到供应系统通过喷嘴的传递过程,推导了振荡传递过程的传递函数.讨论带有各种喷嘴的供应系统的动态特性,对供应系统管路长度、燃烧室压强、喷嘴种类、喷嘴压降及喷嘴结构尺寸对燃烧室压力振荡引起供应系统压力振荡的影响进行了计算,得到了喷嘴以及工况参数在传递过程中的影响规律.      

有、无障碍物爆震管起爆过程的CE/SE模拟

用时空守恒元和解元(CE/SE)法模拟有无障碍物情况下爆震管二维爆震波的形成和传播过程,分析爆震波的不同机理,研究在较低能量下,点火区温度、爆震管管径以及障碍物对爆燃-爆震转捩过程(DDT)的影响.控制方程采取无量纲形式,用拓展的隐式梯形法实现刚性源项积分.研究表明,点火能量与点火压力相关,在较低的点火能量下,可以通过提高点火温度、减小爆震管径及加入障碍物加强爆震过程,减小爆燃-爆震转捩过程DDT时间和距离.为研究爆震波点火和DDT过程提供了理论依据.      

结冰实验段空气-水混合流动过程的数值模拟

针对结冰实验段内低温空气与高温雾化水滴的混合流动过程进行了数值模拟,采用拉格朗日方法建立了空气-游离水滴/冰粒多相混合流动与传热传质的一维分析模型,考虑了水滴粒径分布、相变及空气-水滴/冰粒传热传质等因素,求解了流道内气流温度/湿度/速度,水滴温度/速度/半径等参数沿流动方向的变化,分析了水滴粒径分布、气流温度、液态水含量、相对湿度等参数对流动与传热过程的影响,与已有数据的对比验证了模型及结论的正确性.      

某高负荷前掠双级风扇设计与掠形机理研究

介绍了某高负荷双级前掠风扇的设计方法和设计结果.为改善风扇性能, 采用了转子叶尖和静子叶根适度前掠的设计方法.在此设计基础上对前掠和后掠两个单级的三维数值解进行对比研究, 认为前掠、后掠所得风扇效率的差别很小, 转子通道在三维相对运动中不存在旋向相反的流动形态;前掠明显提高失速裕度的主要原因是转子通道激波曲面按其自身结构的需要而展向发展, 它的展向构形和流向平衡位置不完全随叶片前缘形状改变, 因此前掠增大了激波与前缘的相对距离.      

镍基单晶合金高温蠕变的θ映射模型

针对镍基单晶涡轮叶片蠕变的晶体方向性问题,运用θ映射法,在晶体滑移理论框架下,建立了能够描述镍基单晶合金各向异性蠕变的θ模型.利用文献中2种镍基单晶合金(DD3和CMSX-4)的蠕变数据,对所采用的方法进行了验证,并获得了2种材料各自对应的材料参数.理论预测值和试验数据基本吻合.结果表明:将θ映射法移植到晶体滑移理论中是可行的,能够用来模拟镍基单晶合金的各向异性蠕变行为.     

凹腔油气匹配对驻涡燃烧室点火性能影响试验

针对一种以煤油为燃料的驻涡燃烧室,在前期研究的基础上对其前体油气匹配进行几种结构改变,探讨驻涡燃烧室头部油气匹配及后体气量变化时对其点火熄火的影响。对仅采用凹腔供油的驻涡燃烧室的贫油点火及贫油熄火特性进行了试验研究表明,随后体气量增加,总的贫油点火油气比先下降后上升,绝大部分工况下,总的贫油点火油气比在0.04以下;贫熄总油气随主流气量的减小先增大后减小;各个方案熄火总油气比都在0.004以下;凹腔前体进气温度的提高有利于驻涡燃烧室的点火熄火性能。     

基于接触状态的叶冠预扭设计

针对某工程的实际问题,建立了叶片三维分析模型,应用谐波平衡法和时频转换法,分析了叶冠结构参数与安装状态下叶冠力学性能的关系,总结了叶冠几何参数对接触状态的影响规律;就叶冠接触状态与叶冠磨损之间的关系进行了讨论;基于接触状态的设计理论,提出了叶冠预扭设计基本思想和工程方法.     

高超声速圆锥边界层转捩数值研究

以类似于处理湍流脉动的方式来模型化非湍流脉动,考虑湍流的间歇性特征及引起超声速流动失稳机制,研究包括转捩起始位置及转捩区范围的高超声速流动转捩问题,发展可反映扰动模态和可压缩性影响的两方程SST转捩/湍流模式.针对尖锥模型,在马赫数6、攻角O°～2°时,采用第二模态(Second-mode)机制,预测并比较完全层流态、完全湍流态,以及自然转捩发展过程中的表面热流、表面摩阻等气动特性.     

基于证据理论的航空发动机早期故障诊断方法

在分析航空发动机早期故障特点和数据融合的基础上,将证据理论应用于发动机故障征兆级别的数据融合中,提出了构造基本信任指派函数的方法,从而得到了更准确的早期故障征兆.在此基础上,应用模糊聚类分析方法,依据最大隶属度原则得到发动机早期故障源.该方法考虑了发动机早期故障征兆不明确、不精确、不肯定等特点,应用模糊测度来表示征兆,更符合发动机早期故障的实际情况.