喷口尺寸对高温升燃烧室副喷嘴性能影响

为了获得某高温升燃烧室副喷嘴性能及其与喷口尺寸的相互关系,通过试验研究了供油压力和离心喷嘴的关键结构参 数对燃油流量、喷雾锥角和雾化性能的影响。研究的关键参数有喷口长度与喷口直径,采用3维相位多普勒粒子分析仪测量了某 一直线上各点的数密度分布,以及R-R（Rosin-Rammler）分布的特征直径D 和均匀度指数N。结果表明：在供油压力为164~3350 kPa的条件下,燃油流量和喷雾锥角随喷口长径比（旋流室与喷口直径比不变）和旋流室与喷口直径比（喷口长径比不变）的增大 而减小,增大喷口长径比和减小旋流室与喷口直径比可改善雾化效果。研究获得的规律为三旋流高温升燃烧室喷嘴优化设计提 供了重要的理论依据。     

航空发动机排气污染物控制与适航符合性研究

基于民用航空活动对环境排放污染占比快速增长的现状,结合民用航空领域排放物相关政策的历史沿革和背景,展望了发动机排放物政策的发展趋势,研究表明由于NOx危害较大且很难控制,国际民航组织（简称ICAO）和美国联邦航空局（简称FAA）对NOx的要求日趋严格,而对HC、CO和烟的排放要求基本没有变化。同时介绍了低污染燃烧技术发展概况,分析了排气污染物的生成机理和主要影响因素以及改善措施,基于污染物生成机理及控制原理阐述了富油和贫油燃烧的污染排放控制方法。最后对飞机排放适航符合性验证方法进行了介绍,提出了基于发动机台架试验的LTO循环中气态排放污染物和烟尘的测量程序和计算分析方法,该测量程序和计算分析方法能较准确地评估航空发动机运行过程中的排气污染物水平,可以推广应用到航空发动机和大型燃气轮机的排放评估和预测。     

导流槽构型对火箭起飞时流场和声场的影响

为了研究四喷管运载火箭起飞时火箭周围噪声环境问题,建立燃气/空气双组分的可压缩流动模型,采用2阶Roe格式、SAS(scale-adaptive simulation)湍流模型和声学类比积分法Ffowcs-Williams Hawkings(FW-H)求解三维Navier-Stokes方程。以单机火箭的噪声问题为对象开展数值模拟,并将噪声数值计算结果与试验数据对比,误差在3dB以内(相对误差小于1.6%),验证预测噪声方法的有效性,进而研究四喷管运载火箭起飞阶段采用不同导流槽构型对箭体舱段区域噪声环境的影响,结果表明:在相同噪声接收点处,单侧导流槽对应的总声压级比双侧导流槽大,两者的总声压级(OASPL)之差最大为10.7dB。另外,当采用单侧导流槽时,沿周向接收点的噪声总声压相对单侧导流槽中心截面呈对称分布,而且沿导流出口方向逐渐增大。所建立的噪声数值方法为大推力捆绑运载火箭舱段的噪声环境预测及其控制提供一定参考。     

斜流驻涡燃烧室火焰筒冷却方案数值模拟

为了优化斜流驻涡燃烧室火焰筒的冷却设计方案,根据燃烧室各部分流量分配设计要求,结合工程计算和理论设计思 路,开展火焰筒壁面冷却结构设计研究。在设计多斜孔冷却方案时,分析凹腔内近壁面流场、绝热壁温、有效温比及冷却气量等参 数,并据此进行进一步优化设计。结果表明：采用多斜孔加冲击复合结构有效保护了凹腔壁面,凹腔前壁最高温度降低400 K。     

三旋流燃烧室喷嘴雾化性能试验研究

为了获得三旋流燃烧室喷嘴雾化性能与喷嘴几何尺寸的相互关系,针对供油压力以及旋流槽长宽比和旋流槽角度等关 键结构参数对燃油流量、喷雾锥角和雾化性能的影响进行了试验研究。采用3 维相位多普勒粒子分析仪测量了某一直线上各点的 索太尔平均直径和数密度分布,以及Rosin-Rammler 分布的特征直径和均匀度指数。结果表明：当供油压力提高时,燃油流量和喷 雾锥角增大;旋流槽几何尺寸的变化对燃油流量和喷雾锥角有不同的影响,当旋流槽长宽比和旋流槽角度增大时,燃油流量减小, 喷雾锥角增大。研究所获得的规律为三旋流高温升燃烧室的喷嘴优化设计提供了重要的理论依据。     

双环预混旋流燃烧室点熄火性能试验研究

为了通过试验方法获得贫油点熄火边界,以双环预混旋流低污染燃烧室为研究对象,分析主燃级径向旋流器的叶片角 度、旋转方向及多斜孔壁火焰筒的冷却孔偏转角等参数对燃烧室点熄火性能的影响。结果表明：主燃级旋流器叶片角度对燃烧室的 点火性能影响不大;火焰筒冷却孔有偏转角且方向与主燃级旋流器旋向相同时的点火性能优于旋向相反时的点火性能;预燃级旋 流器与主燃级旋流器旋向相反时,火焰筒冷却孔有偏转角且方向与主燃级旋流器旋向相同时的点火性能优于无偏转角时的点火性 能,旋向相同时,则无明显影响;火焰筒冷却孔无偏转角时,预燃级旋流器与主燃级旋流器旋向相反的贫油熄火性能优于旋向相同 时的贫油熄火性能。     

针刺C/C复合材料拉伸强度及渐进失效数值预测

基于金相显微镜观测的针刺C/C复合材料细观结构,考虑材料内部纤维的真实分布,建立了针刺C/C复合材料单胞模型。采用Linde失效准则,考虑纤维渐进损伤对材料进行了刚度折减,通过引入周期性位移边界条件,对针刺C/C复合材料的拉伸破坏进行了有限元法（FEM）数值模拟,分析了单胞模型的渐进失效过程,并预测了材料的拉伸强度。开展了针刺C/C复合材料拉伸试验,采用扫描电子显微镜（SEM）观察了材料的断口形貌,数值预测结果与试验吻合良好。针刺C/C复合材料受拉伸载荷后发生准脆性断裂,拉伸应力-应变曲线呈双线性,0°无纬碳布发生纤维断裂和基体开裂破坏,90°无纬碳布出现横向基体劈裂,最终断裂发生在针刺纤维与面内无纬碳布交叉区域。     

低马赫数下多凹腔燃烧室非稳态燃烧过程

作为稳定火焰的有效手段之一,凹腔构型在冲压发动机燃烧室研究中占有重要地位。在对以煤油为燃料的多凹腔燃烧室冷/热态流动特性分析的基础上,重点研究低进口马赫数条件下燃烧室点火起动初期非稳态过程。结果表明：上游凹腔内大涡结构有助于提高燃料的驻留时间,未燃混气被高速主流带入下游凹腔内继续反应,进一步提高燃烧效率;燃油喷射速度决定被卷吸进回流区的燃油质量分数的大小,进而影响燃烧效率高低;燃烧室点火起动初期出现了主流熄火、火焰逆流传播以及主流再着火等复杂现象,火焰逆流传播现象是在上游凹腔内燃料自燃与下游燃烧释热压缩来流两种机制共同作用下完成的。     

某航机燃烧室煤油改柴油燃烧特性研究

为了给某型航空发动机改为地面用柴油型燃气轮机的设计提供重要的技术支持,本文借助数值计算的方法,采用FLUENT稳态压力求解器、P1辐射模型和涡耗散破碎(EDU)燃烧模型对某航空发动机燃烧室在巡航工况和最大工况下煤油与柴油两种燃料的燃烧特性进行了计算及对比研究。得到了该燃烧室使用航空煤油(RP-3)和0号柴油的热态流场、空气流量分配、温度场、出口温度分布、污染物排放及头部燃油蒸发量。研究结果表明：当该燃烧室的燃料由航空煤油改为0号柴油后,燃烧室的热态温度场分布基本一致,流量分配最大差异在0.45%之内;燃烧效率降低约4.3%和NO、Soot排放量相当;出口温度分布和总压损失差异分别在1%和4.1%之内。     

煤油两相连续旋转爆震燃烧室工作特性试验研究

为了深入分析煤油燃料两相连续旋转爆震燃烧室的工作特性,采用富氧空气或氧气为氧化剂,通过试验得到爆震波的时域、频域特征,对两相连续旋转爆震燃烧室中爆震波的起爆过程和稳定后的传播过程进行研究。利用基于激光散射相位多普勒分析(PDA)技术对雾化流场进行了测量,得到喷注器出口不同平面处煤油液滴速度与直径的统计分布。试验结果表明当煤油流量为78g/s,氧气流量为224.0g/s,空气流量为72.5g/s,当量比为1.083时,燃烧室在单波模态下工作,爆震波传播频率为0.904k Hz,平均转速为649m/s。使用氧气作为氧化剂,当煤油流量为81.8g/s,氧气流量为231.8g/s,当量比为1.222时,燃烧室在双波模态下工作,爆震波传播频率为5.882k Hz,平均转速为1848m/s,传播过程中表现出很强的非定常性。在当量比为0.805~0.908的富氧工况下,随着氧化剂中含氧量的增加,爆震波的速度逐步增大,最终达到2440m/s;在当量比为1.057~1.220的富燃工况下,随含氧量的增加爆震波速度呈现线性增长的特征。