涡轮级间燃烧室燃烧性能试验

开展了进口空气马赫数、驻涡区余气系数影响涡轮级间燃烧室燃烧性能的试验研究,获得了燃烧室性能参数的变化规律:随着进口马赫数的增大,总压损失从1.5%增加到7%,流阻系数变化不大,出口温度分布系数OTDF(overall temperature distribution factor)也相应变大;对于不同的进口马赫数,燃烧效率、OTDF随驻涡区余气系数的增大分别为降低和基本不变;燃烧效率大多在70%~85%之间;试验中得到的在燃烧室进口温度为473K时的最大贫油熄火余气系数为9.7.      

基于泵式流体回路的小卫星姿控/热控一体化执行机构设计

 主要研究了小卫星姿控/热控一体化执行机构的设计问题.首先,根据流体回路中液体流速变化对小卫星产生力矩实现姿态控制、液体流动吸/散废热实现热控制的原理,提出一种姿控/热控一体化执行机构设计方案.然后针对该设计方案,利用以电机转速为变量的流体回路内压强和电磁力矩方程,推导了一体化执行机构姿控力矩模型;利用散热量随流体回路流速的变化,建立了一体化执行机构热控模型.最后,针对某小卫星设计了基于姿控/热控一体化执行机构的闭环控制系统,并针对该一体化执行机构设计了一种姿控/热控解耦算法,对其姿控/热控能力进行数学仿真验证,仿真结果证明了该一体化执行机构的有效性.     

脉冲爆震燃烧室管壁冲击冷却效果的数值研究

根据实验测量的脉冲爆震燃烧室壁温沿程分布,推算出符合脉冲爆震燃烧室特定频率下的准稳态热流阶梯分布;在此基础上,针对叉排阵列射流冲击冷却的脉冲爆震燃烧室壁面温度分布进行了数值计算.研究表明,由于冷却气流通道端壁效应的影响,靠近爆震燃烧室尾部的射流孔的冲击射流速度较大,热流最大的燃烧室尾部管壁的温度可以得到有效的降低,而燃烧室中部的射流由于受到前排射流形成的横流影响,对管壁的冲击冷却效果较弱,使得壁面温度的峰值向中部转移.在相同的环形冷却通道进口雷诺数下,阵列射流孔宜布置在脉冲爆震燃烧室中部,射流冲击间距比Z_n/d=1.5时,管壁的峰值温度最低而且整体的平均温度最小,较小的冲击孔直径对应的冲击冷却效果较好.      

驻涡燃烧室发散冷却方案试验

设计了两种适用于驻涡燃烧室的发散冷却结构,发散孔的倾角分别为30?和150?,并通过试验研究了两种冷却结构在不同位置处,不同温比及吹风比条件下的冷却效果.试验结果表明,两种冷却结构均具有较高的绝热效率;两种结构的绝热效率随主流温度或吹风比的变化规律相同;凹腔前壁面的绝热效率最高,后壁面的绝热效率最低;在相同试验条件下,倾角150?冷却结构的绝热效率高于倾角30?冷却结构的绝热效率;随着冷却气量的减小,两者之间的差距逐渐增大.最后,通过数值计算方法对试验结果进行了分析.      

低成本通用飞机复合材料设计制造一体化技术

本文结合演示验证件通过对通用飞机复合材料结构件的数字化设计制造,应用复合材料设计软件FiberSIM与自动下料系统和激光铺层定位系统等的集成,打通了复合材料构件设计、工艺、制造的数字化生产线。     

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。     

侧喷流对导弹尾流场影响的数值研究

基于PISO算法,通过求解三维N-S方程,对导弹飞行过程中超声速自由来流、侧喷流及主发动机尾流进行了一体化仿真研究.得出了清晰的流场分布图,分析了侧喷流对外流场及尾流场的影响,比较了飞行速度与侧喷口位置对侧喷流作用效果的影响.结果显示:侧喷口的分布位置是决定侧喷流对尾流场影响大小的主导因素;侧喷流对尾流场的影响,随导弹...     

Performance test of micro turbojet engine＇s evaporator and numerical simulation of the combustor

根据40daN级低成本弹用微型涡喷发动机燃烧室的性能要求,设计了一种蒸发管供油的环形燃烧室.文章先设计实验对蒸发管的雾化性能和蒸发率进行测试,再参照测试结果,运用计算流体动力学（CFD）方法对微型涡喷燃烧室进行数值模拟.计算结果表明,燃烧室设计合理,各项性能均达到了设计点要求.     

密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析

采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)一体化设计技术。基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道。采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合。粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀。     

环管燃烧室热态流场的数值计算及性能分析

借助流体计算软件对某环管燃烧室内的热态流场进行了数值分析。气流的湍流流动采用Realizab lek-ε湍流模型进行模拟,用拉格朗日法跟踪油滴的轨迹,非预混PDF燃烧模型模拟气液两相的燃烧过程,辐射传热通过离散坐标模型来考虑。分析了气流流动规律、燃油液滴的运动轨迹、温度场的分布,获得了总压恢复系数、燃烧效率、燃烧室出口的径向温度分布系数等性能参数。计算结果可为环管燃烧室的优化设计提供参考。