模块树形结构的故障诊断

简介——本文探讨了模块树形结构中固定故障(s-a-f)的诊断。从而导出模块中每个可以区别的 s-a-f 的检测条件。单个 s-a-f 而言,进行少量的附加测试,就可以很容易地区分这些检测条件,达到故障定位。用附加测试(其测试次随树形深度而增加),就可对能产生与单个 s-a-f 有相同测试结果的多个 s-a-f 进行定位。有其它的多个 s-a-f 也都可检测,但不能定位。本文详细介绍了组合模块树形结构的定位法。然后更改它们,对可实现任忌限定机构的模块树形结构中的故障进行定位。由于可将这些树形结构中的一对连接起来,实现任忌的时序机构,这里所导出的结果在诊断时序机构时,大有用处。诊断故障的能力结合树形函易于改变这一事实,结构在重构应用中引人注忌。尤其是在阵列处理机中的应用。     

紧凑喷射下钝体回流区内当量比影响因素数值研究

针对先进加力燃烧室火焰稳定器采用的紧凑喷射模式,以包含一个钝体稳定器的矩形模型件为研究对象,数值研究了加力条件下来流温度和速度以及喷口直径、喷射距离、钝体宽度对钝体稳定器后回流区局部当量比的影响。结果表明:提高来流温度、速度,扩大喷口直径,增加喷射距离或槽宽,都会增大钝体回流区内的当量比。最后,利用获得的数据建立了简单拟合函数,以预估紧凑喷射模式下回流区内的局部当量比。     

燃烧室长度对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响

基于国外研究者完成的固体燃料超燃冲压发动机的实验数据,通过分别改变燃烧室等直段长度和扩张段长度,对不同总长的燃烧室工作过程进行数值模拟.采用基于压力的2阶迎风差分数值方法,物理模型为轴对称结构,燃烧模型采用有限速率/涡耗散模型(finite-rate/eddy-dissipation),湍流模型采用SST(shear stress transport) k-ω模型.聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)燃料进口边界由用户自定义函数的方式给定,分别分析了不同长度,即不同等直段长度或扩张段长度下超燃冲压发动机燃烧室内流场特性及其性能变化.结果表明:随着等直段长度的增大,燃烧室出口处燃烧效率逐渐减小,从72.74%降低至66.81%,而燃烧室内总压损失逐渐减小,燃烧室推力逐渐增大,可由85.83N增加至108.55N;改变扩张段长度,发现扩长段长度变化对燃烧室流场结构的影响较小,随着扩张段长度的增大,燃烧室出口燃烧效率和燃烧室推力都略微减小.在燃烧室长度的设计范围内,增大等直段的长度要比增大扩张段长度对提升燃烧室各项性能有帮助.      

喷射方式对煤油超声速燃烧性能影响的数值研究

为了优化超燃冲压发动机燃料喷注系统,提高燃烧性能和发动机可靠性,基于串联凹腔燃烧室构型,对不同燃料喷射方式下液态煤油超声速燃烧进行了三维数值研究,着重分析了壁喷与环喷两种燃料喷射方式对燃烧室性能的影响,并与试验测得的壁面静压数据进行了对比。研究结果表明,环喷改善了掺混效果,使燃料在流道中分布均匀,使其燃烧效率比壁喷提高了4.36%;两种喷射方式下沿程总压损失基本相当,在出口处总压损失了约50%;在第二排喷点下游,环喷得到的CO₂分布范围比壁喷大,且更均匀,体现了其促进燃烧的特性;环喷因燃料动压比较壁喷的小,故其燃料穿透深度比壁喷小。综合来看,建议在相同的燃料当量比下,选择壁喷方式,以简化燃料喷注系统,提高发动机的可靠性。     

气膜孔倾角对层板隔热屏冷却性能影响

为了获得气膜孔倾角对层板隔热屏(冲击/发散复合冷却隔热屏)冷却性能的影响规律,基于加力燃烧室真实工况,对0°到90°范围内的十种不同气膜孔倾角的层板隔热屏进行了三维流热耦合数值模拟研究,得到了层板隔热屏冲击壁面Nu数、层板隔热屏气膜冷却表面的冷却效果、层板隔热屏冷流体热负荷及气膜孔流量系数的变化规律。结果表明,气膜孔倾角的变化对冲击壁面Nu数的影响较小;气膜冷却表面的综合冷却效果随气膜孔倾角的增大而减小,15°倾角模型比10°倾角模型的平均综合冷却效果降低2.8%;单位面积冷流体热负荷随气膜孔倾角的增大而增大,最小值比最大值低30.7%;气膜孔倾角对层板隔热屏平均流量系数的影响不大,但上游气膜孔的出流会对下游气膜孔的流量系数产生影响。     

高温升燃烧室喷油杆热防护试验研究

为研究高温升燃烧室喷油杆热防护问题,建立高温升燃烧室喷油杆热防护试验系统,设计加工三个不同尺寸隔热屏,探讨了进气温度、进气速度、供油压力、喷油杆布置方式和隔热屏方案等气动和结构参数影响喷油杆壁面温度、换热特性及油道出口燃油温度的变化规律。研究表明:当进气温度为903K,进气速度为36m/s,压力为0.22MPa时,不安装隔热屏的喷油杆出口燃油温度达到的最高温度为435K,随着供油压力增大,燃油出口温度逐渐降低,但最低温度也超过375K。三种方案隔热屏均能够起到对喷油杆的热防护,能够降低喷油杆壁面温度和油道出口燃油温度,考虑热防护效果和结构重量等综合因素,方案二隔热屏效果最佳,燃油出口最高温度不超过388K。     

基于波长调制技术的燃烧室出口温度分布TDLAT测试方法

为给未来高推质比航空发动机燃烧室出口温度分布测试作技术储备,以某单管燃烧室为研究对象,采用可调谐半导体激光吸收层析成像(TDLAT)技术,在0.5～0.8 MPa压力环境下,研究了基于波长调制(WMS)技术的燃烧室出口温度分布测试方法的工程适用性。结果表明：通过多光路正交测量的方式,利用扣除背景的归一化波长调制光谱模型、变量轮换迭代反演及计算层析(CT)技术,可以实现具有时空分辨性的燃烧室出口温度分布式测量;场分布重建结果能够较正确地反映出燃气温度和H₂O气体积分数随进口参数变化的趋势与特征;受燃烧流场的不均匀性、光谱模型建立与光谱参数标定的不准确、反演与重建算法的不完善等因素的影响,TDLAS测温均值低于热电偶测量结果,相对误差在15%～23%之间,测量数据的准确度距工程应用需求还有一定的差距。     

大直径小环腔燃烧室点火性能实验研究

为研究大直径小环腔燃烧室常温常压下的贫油点火性能,开展了燃烧室在不同进口马赫数（0.035～0.075）,点火电嘴插入深度（-0.3～2.2mm）,喷嘴间距比n=1.65和3.3下的点火实验研究,获得了进口马赫数、点火电嘴插入深度和喷嘴间距比等对贫油点火性能的影响规律。试验结果表明：在n=1.65时,随着进口马赫数的增大,燃烧室的贫油点火油气比快速下降,贫油点火边界拓宽,而点火电嘴的插入深度对燃烧室的贫油点火性能影响很小;在进口马赫数小于0.07时,n=3.3方案的贫油点火性能显著优于1.65方案;在相同进口马赫数下,着火时间及联焰时间随着油气比的增大而缩短;燃烧室的贫油点火边界受两个因数限制,燃油雾化颗粒度SMD不大于76μm和油气比不小于0.015。大直径小环腔燃烧室的喷嘴间距比设计能够远远突破常规燃烧室的设计值范围,达到3.3。     

基于内窥式PIV的回流燃烧室冷态内流场测量

为了突破传统测量光路限制,实现对航空发动机三头部全尺寸回流燃烧室模型试验件内部冷态流场精细化测量,自主搭建了一套内窥式PIV测量系统,在自模区工况下对其内部冷态流场进行了测量调试。结果表明,在壁面之上预设内窥小孔即可实现测量光路布置,采用大焦距光学适配接口能够很好的解决相机内窥镜成像圈较小的技术难题。通过缩短相机内窥镜工作距离和采取多种消光措施大幅提高了测量空间分辨率和信噪比,最终实现了模型燃烧室内部冷态流场精细化测量,获得了内部流场结构信息。