航空涡轮发动机燃烧室内流场的PIV测量

设计了一种基于旋风分离原理的高压粒子发生器,并成功应用于高压状态下的航空涡轮发动机燃烧室内流场的PIV（粒子图像测速法）测量.在氢氧燃烧加热来流温度为813K、燃烧室压力为2.78MPa条件下,应用PIV技术开展了航空涡轮发动机单头部燃烧室复杂内流场测量研究,实现了高温高压条件下强旋流、强扰流、宽速域流场的PIV测量,获得了接近燃烧室工作压力工况下的流场速度和流场精细结构.结果表明:该型燃烧室内流场存在多处旋涡结构,形成回流区;流场旋流作用强,横截面流场存在顺时针大涡;主燃孔射流和掺混孔射流作用明显,射流穿透深度较大,对流场结构影响显著;高温高压状态下,流场结构与常温中压状态类似.      

航空发动机部件级模型实时性提高方法研究

基于大涵道比涡扇发动机部件级模型,从减少单次流路计算耗时和降低单步流路计算次数两方面研究提高模型实时性的方法。测试并分析了发动机各模块单步计算耗时,通过建立气体热力属性插值表,使模型单次流路计算耗时减少80%,在3.3GHz Intel CPU平台下模型单次流路计算耗时0.02ms,在168MHz STM32F407硬件平台下耗时1.55ms。研究了不同收敛残差对模型流路计算次数及仿真精度的影响。仿真结果表明:相比Newton-Raphson法,Broyden法流路计算次数更少;将迭代求解残差由0.0001调整至0.001或0.005,模型流路计算次数显著减少,低压转速仿真偏差在0.2%以内。     

双模态超燃冲压发动机最大供油模态计算方法研究

为了获得不同飞行状态下双模态超燃冲压发动机最大供油状态,在集总参数方程的双模态超燃冲压发动机性能计算模型基础上,通过分析双模态超燃冲压发动机堵塞边界条件及工作机理,发展了最大供油模态流量平衡的求解方法,并以此为基础建立了双模态超燃冲压发动机最大供油模态计算模型。给出某飞行条件下的最大供油模态迭代计算过程,并详细描述了其所表征的物理现象,其流量平衡计算精度达10~(-4),并在此基础上完成了不同飞行马赫数下的最大供油模态计算,获得相应的燃烧室最大供油量及隔离段/燃烧室沿程参数分布。结果表明,该计算方法可实现双模态超燃冲压发动机最大供油模态的流量平衡计算,并能精确地捕捉给定燃油分配形式下的燃烧室最大供油量。     

高温升直流燃烧室燃烧特性数值研究

为了研究高温升直流燃烧室燃烧特性,建立了带三级涡流器的高温升直流燃烧室物理模型,采用稳态雷诺平均N-S方程的化学反应流数值模拟的方法,开展Ⅱ、Ⅲ级径向涡流器旋向、主燃孔和掺混孔特征参数对高温升直流燃烧室的流场及燃烧特性的影响研究。涡流器能够实现火焰筒头部回流区的产生,同时实现主油路燃油的气动雾化和掺混。主燃孔的射流影响回流区的结构,同时主燃孔射流部分进入主燃区,能够保证主燃区的油气比。掺混孔的射流轨迹影响掺混区的流场和出口温度分布。10种方案燃烧室的温升和总压损失系数均达到设计要求,Mode-1-tx、Mode-3、Mode-3-tx、Mode-4-tx四种方案燃烧室周向温度分布系数(Overall temperature distribution factor,OTDF)达标,而径向温度分布系数(Radial temperature distribution factor,RTDF)略高于设计指标,Mode-5-tx方案燃烧室出口温度系数OTDF=0.178和RTDF=0.061均达标,燃烧室出口温度分布品质较好。     

某型发动机喷口转换、α_2调节和涡轮冷却故障分析

针对某型发动机喷口转换、α_2调节和涡轮冷却故障,采用理论分析、分解检查、故障模拟等方法,找到了引发故障的多余物并确定了其来源,制定了改进措施,避免了该类故障的再次发生,可为类似故障的分析提供参考。     

横向过载下固体火箭发动机内弹道特性研究

导弹在高空中作机动飞行时易出现内弹道异常现象,严重时可能导致飞行任务失败。为了了解横向过载对固体火箭发动机内弹道性能的影响,对飞行过载下发动机内弹道性能进行更好地预示,建立了一种非均匀燃面退移离散坐标求解方法。从简单的内孔燃烧管型装药到常用的复杂星孔药型,利用离散坐标求解方法模拟横向过载下推进剂的燃面退移,得出了不同过载下的燃面退移规律,计算了燃面面积的变化情况;同时,将不同微元处的面积和燃速相对应,预示了横向过载下发动机的内弹道特性。结果表明,横向过载导致推进剂燃烧发生偏心,燃烧室压强提高,绝热层提前暴露。100g横向过载下,燃烧室压强增加4%,压强峰值出现时间0.4 s,绝热层暴露时间增加1.6 s;星孔药型燃面的下降段数等于星角数N/2+1。分析了横向过载对燃面退移及发动机内弹特性的影响,对发动机设计具有指导意义。     

固体燃料超燃冲压发动机关键基础技术问题

针对固体燃料超燃冲压发动机的应用背景、技术优势和发展需求,对制约固体燃料超燃冲压发动机进一步工程化应用所面临的主要关键基础技术进行系统梳理。通过对固体燃料超燃冲压发动机工作原理、点火和火焰稳定性、燃面退移速率模型、固体燃料种类、超燃冲压发动机试验台技术特点及固体燃料超燃冲压发动机工作性能的阐述,详细分析了固体燃料超燃冲压发动机技术研究的进展和难点,并对固体燃料超燃冲压发动机未来研究趋势进行了展望。研究认为,固体燃料在超声速流动下的细化燃烧反应机理还需要进行深入研究,需要建立更加完善的超声速细化燃烧模型;考虑不同的固体燃料,固体燃料配方不同,带来推力性能和燃烧效率也不一样,需要推动固体推进剂技术改良;发动机地面试验测量方式过于单一,需要发展先进的测量手段。     

室火轰燃的大涡模拟

采用一套修正的适用于低马赫数浮力流的N-S方程组来描述火灾场,运用Smagorinsky亚格子模型的大涡模拟方法对室内池火的轰燃发展过程进行了数值模拟,把模拟与实验结果进行了对比和分析。结果表明,该方法能较好地预测轰燃。同时模拟结果显示火焰区向房间后部偏转稍大,近壁处温度预测的误差大一些,随着亚格子模型的不断完善和计算能力的提高,用该技术来预测轰燃现象会更加准确。     

3 m×2 m结冰风洞热流场品质提高及评估

结冰风洞热流场品质符合性是大型结冰风洞适航应用的基础.为明晰制冷系统性能升级优化对3 m×2 m结冰风洞热流场品质的影响,开展了热流场符合性验证试验,评估了热交换器出口和试验段两位置处热流场品质,给出了气流总温修正关系,形成了热流场控制包线.结果表明:热交换器出口和试验段模型区内热流场品质在主要试验工况下均优于SAE ...     

直升机主起落架疲劳试验技术研究

以直升机主起落架疲劳试验为对象，对试验内容、试验方法、试验实施及试验结果进行分析。通过试验验证确定了起落架的疲劳危险区域，并为优化零件结构提供了依据。