燃烧室宽度对液态燃料旋转爆轰发动机影响实验研究

为了研究燃烧室宽度对液态燃料旋转爆轰发动机工作特性的影响,搭建了气液两相旋转爆轰实验系统,以汽油/富氧空气为工质,氢气/氧气预爆轰管作为点火装置,在不同燃烧室宽度下开展了一系列实验研究,分析了爆轰波的起爆过程,以及燃烧室宽度对爆轰波传播特性与发动机推力性能的影响。实验结果表明：点火后,燃烧室内需要经过一个爆燃转爆轰过程才能形成自持传播的爆轰波;爆轰波在不同燃烧室宽度下均以双波对撞模态传播,对应的波速分布在850~1025m/s内,随着当量比增加,波速整体呈增加趋势;当燃烧室宽度减小,波速整体有所降低;不同燃烧室宽度下推力性能存在显著差异,其中燃烧室宽度在16.5mm下,发动机的推力和燃料比冲要明显低于11.5mm和9mm的;随着燃烧室宽度减小,内外壁面边界层在流场中的作用更为突出,降低了发动机推力的稳定性。     

双级径向旋流器对燃烧性能的影响

为保证航空发动机燃烧室具有良好的气动雾化性能并实现稳定、高效地燃烧,设计6种带有旋向相反的双级径向旋流器方案的单头部燃烧室,通过双级径向旋流器设计参数对燃烧性能影响的数值计算,得到不同主、副旋流器旋流数对燃烧室性能的影响规律,并进行试验验证。结果表明:数值计算与试验结果基本吻合。双级径向旋流燃烧室的燃烧效率超过99.9%,双级径向旋流器存在最佳的匹配方案,该方案使得燃烧室形成合适的回流区,并得到均匀的出口温度场。     

气膜孔与冲击孔面积比和动量比对加力燃烧室双层壁隔热屏综合冷却效率的影响

基于综合冷却效率模化理论和匹配原则,采用红外测温技术测量了加力燃烧室双层壁隔热屏的综合冷却效率分布,分析了气膜孔与冲击孔面积比( 1、2、3、4)和动量比(I=0.02-0.88)等参数对加力燃烧室双层壁隔热屏冷却特性的影响规律。研究结果表明：综合冷却效率分布由冲击冷却、气膜冷却及冲击孔和气膜孔的相对位置决定。高冷效区域集中在冲击驻点附近和气膜覆盖的区域。沿着主流的流动方向,气膜板下游的综合冷却效率高于上游的综合冷却效率。随着动量比的增大,综合冷却效率增大。随着气膜孔与冲击孔面积比的增大,气膜板上游的综合冷却效率主要是由于冲击换热的增强而增大,气膜板中下游的综合冷却效率是由于冲击换热和气膜冷却效果的增强而增大。气膜孔与冲击孔面积比由1增大到3,面平均综合冷却效率提高72%,气膜孔与冲击孔面积比由3增大到4时,面平均综合冷却效率提高了12%。     

单头部模型燃烧室燃烧组织及NOx排放

采用光学诊断与三维数值模拟结合的方式,研究了中心分级贫油预混预蒸发模型燃烧室燃烧组织与NOx生成特征。试验测量了模型燃烧室流速、燃油、OH和NO组分浓度分布。通过与试验结果对比,采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的方法对流场的预测误差为13.9%,喷雾张角预测误差为6.0%,预测的OH和NO组分分布特征与试验测量结果基本一致。数值结果表明,在单头部模型燃烧室中,主、预燃级火焰以弱耦合的方式组织燃烧,且大部分NO在预燃级高温区域生成。燃油分级比的变化（0.15～0.30）不影响燃烧室流动与火焰分布特征,但对燃烧室出口NOx生成量有一定影响,NOx生成量随着分级比增大而减少。     

同向旋转螺旋桨对着陆构型气动影响分析

基于分区对接网格技术分别生成翼身区域和螺旋桨区域网格,并通过求解定常N-S方程模拟螺旋桨滑流影响下全机流动。通过对某螺旋桨飞机的着陆构型(机翼+短舱+螺旋桨+机身+平垂尾)进行数值模拟,结果与实验值吻合较好。模拟结果表明:螺旋桨滑流会改变机翼当地绕流迎角、影响压力分布;当螺旋桨同向旋转时,机身两侧襟翼的分离会出现在不同位置并改变升力在机翼展向的分布,进而对全机产生一个滚转力矩。     

新一代机载计算机资源架构研究

机载计算机资源架构指的是由处理器硬件和操作系统软件组成的架构。针对机载计算机专用程度高、互操作性差、无统一标准的问题,提炼出新一代机载计算机资源架构,确定了机载计算机资源的范围,深入探讨了机载计算机资源各组成部分的功能,重点分析了硬件、硬件接口系统、操作系统、健康监测和分区的关键指标和机制。新一代机载计算机资源架构可有力减少不同机载计算机资源间技术发展的"烟囱"和壁垒。     

环形燃烧室模型试验件冷态流场测量调试试验研究

为实现环形燃烧室模型试验件冷态流场测量,设计了环形燃烧室模型试验件,并在自模区工况下对采用粒子图像测速仪测量其内部冷态流场进行了调试。结果表明,可变视场透镜能很好地满足不同头部流场测量时视场变化的需求,试验件增透设计并配合滤光镜和圆偏振镜能很好地削弱试验背景光和试验件表面产生的反射光。单个头部、两个头部、六个头部获得了较好的测量结果,而环形流场因激光衰减、光腰厚度增加、测量分辨率降低,半环形流场因上下两个区域示踪粒子相关性较差,都没能实现测量,最终通过旋转试验件的方式实现了环形流场测量。所测结果能较好地揭示真实曲率效应影响下单个头部流场的细节结构、相邻两个头部之间的相互作用特性,及整个环形流场的结构特征,为环形燃烧室模型试验件冷态流场测量提供了有效方法。     

连续旋转爆震波与涡轮静子叶栅相互作用数值研究

为了研究旋转爆震燃烧与涡轮部件组合的工作特性,对旋转爆震波与涡轮静子叶栅的相互作用过程进行了数值模拟,考虑了不同传播方向的影响,详细分析了爆震波与涡轮叶栅相互作用机理。结果表明,爆震波顺着叶盆方向传播时,在叶栅的叶盆处出现高温区,逆向传播时,同时在叶盆和叶背处都出现高温区;并且顺向传播时产生的反射波强度更大。分析了涡轮进出口压力和温度的变化过程,发现涡轮对压力的波动有一定抑制作用,顺向和逆向传播的爆震波经过涡轮叶栅后压力变化幅值分别下降了68%和57%。得到了对于当前叶栅构型,顺向传播的爆震波总压损失为11.03%,而逆向传播的爆震波总压损失为6.7%。     

突扩区/火焰筒头部流动特性研究

本文试验研究某型直流短环燃烧室突扩区/火焰筒头部流动特性,测量突扩区,火焰筒内外环气流通道及整个燃烧室的总压损失和燃烧室各股气流通道的分流比,采用LDV多谱勒激光测速仪测量突扩区流场。通过对二种燃烧室和七种不同结构方案的突扩扩压器流场测定,综合分析突扩扩压器主要几何参数对流场参数,总压损失及分流比等燃烧室性能参数影响规律,为燃烧室的研制和改进设计提供有用的试验依据。