基于中心分级的高温升燃烧室性能预估

针对高推质比航空发动机高温升燃烧室的需求,提出一种中心分级燃烧室的设计方案,在保证与现有单环腔燃烧室扩压器尺寸、外机匣最大直径及燃烧室出口尺寸相同的情况下,对设计模型进行了三维数值模拟,并与现有的单环腔燃烧室数值模拟结果及试验结果进行了对比分析.研究结果表明:采用中心分级燃烧室,在获得更高温升的同时,可获得比单环腔燃烧室更高的总压恢复系数和比单环腔燃烧室更低的燃烧室出口温度分布系数(OTDF),其慢车工况下的CO排放和NO排放略高于单环腔燃烧室;在设计总油气比为0.045的情况下,温升可达1360K,总压恢复系数大于等于0.96,OTDF小于等于0.14,出口径向温度分布系数(RTDF)小于等于0.10,燃烧效率大于等于0.987.     

考虑油气传热传质耦合的轴承腔内壁油膜运动研究

为研究航空发动机轴承腔油气两相流动及内壁面油膜运动特性,建立了腔内油滴-空气双向耦合数学模型和内壁面油膜传热传质运动模型,并对油气流场及不同供油流量下油膜的流动进行计算,获得腔内两相流场特性及内壁面油膜厚度、周向速度分布。结果表明:在所计算工况中,双向耦合计算流场与单向计算结果至少相差10%,因而不可忽略油滴对空气流动的影响;腔内滑油蒸汽质量分数低于0.05%,则空气-油滴之间粘性力产生的拖曳作用是影响流场的主要因素;随着供油流量的增加,油膜厚度及周向速度都呈增加趋势,但与滑油流量的增幅并不成正比。与国外试验数据的对比证明所建数学模型合理且有效。     

超声速气流中凹腔主动喷注的强迫点火过程实验研究

为了研究在总温846K,总压0.7MPa,入口来流马赫数2.1的超声速来流条件下凹腔主动喷注对点火过程的影响,利用高速摄影相机进行观测,对比了凹腔前壁喷注、后壁面喷注等组合喷注方式下开展的发动机乙烯点火试验。基于对高速摄影图像处理的统计分析,研究发现在点火工况条件下,凹腔后壁面喷注相比于前壁喷注更容易使整个凹腔内形成稳定的火焰,当凹腔主动喷注当量比达到0.03时就能使凹腔内形成稳定的火焰;在凹腔后壁面喷注的条件下,当凹腔主动喷注当量比达到0.06,全局当量比达到0.17时,火焰就会穿过剪切层引燃凹腔下游横向射流,在整个发动机中稳定燃烧;凹腔前壁喷注和后壁面喷注相结合的喷注方式能进一步促进初始火核的形成与传播,当凹腔主动喷注当量比达到0.05,全局当量比达到0.16时,火焰就能穿过剪切层引燃凹腔下游横向射流,在整个发动机中稳定燃烧。     

射流微振荡器的设计与实验研究

设计了一种由双稳射流元件和振荡腔组成的射流振荡器,射流元件输出口经过振荡腔接回元件的控制口构成反馈。通过实验研究了供气压力、反馈管路长度和振荡腔容积等影响振荡频率的主要参数,同时分析了振荡器的工作机理,为射流振荡器的应用提供了理论和实验依据。     

不同来流附面层厚度下容腔泄漏流对围带式静叶性能影响

基于验证的数值模拟方法，针对带容腔结构的围带式静叶，研究了容腔泄漏流对其性能的影响以及容腔泄漏流与主流的相互干涉作用。在不同的来流附面层厚度下，探讨了叶栅二次流运动和角区分离发展情况，并通过总压损失系数和熵增系数对性能变化进行评判。结果表明：附面层厚度的增加使无容腔扩压叶栅总压损失系数和熵增损失系数增加。容腔泄漏流使叶片前缘出现容腔泄漏涡，并对通道涡的发展和集中脱落涡的大小产生影响；同时容腔泄漏流加强了叶栅通道内的三维流动效应，削弱了近端壁面流体的横向偏转；随着附面层增厚，带容腔的扩压叶栅的总压损失系数和熵增损失系数变化程度不明显。     

微型超高速旋转盘腔流动与换热规律研究

通过数值模拟方法研究了带周向环罩的微型超高速旋转盘腔的流动与换热规律，盘腔的半径为4mm，转速为2×10⁵～1×10⁶r/min。结果表明：超强离心力及其衍生浮升力并没有给微型旋转盘腔带来与常规盘腔不同的流动结构，但是超强离心力及其衍生浮升力引起的粘性耗散效应导致旋转盘高半径处发生换热恶化现象，周向环罩的存在则进一步加剧了该现象。在高旋转雷诺数和低转盘过余温度工况下，强离心力及其衍生浮升力引起的粘性耗散效应更加显著，而周向环罩的影响相对弱化。     

喷嘴挡板式三通气动阀控缸特性分析

喷嘴挡板式三通气动阀控不对称缸常用于航空发动机起动系统的引气控制。在分析由固定节流孔、喷嘴挡板可变节流孔和容腔组成的喷嘴挡板式气动三通阀原理的基础上,建立了气动三通阀控不对称缸差动系统的数学模型,得到了气源、控制阀与气缸结构参数对三通阀控缸静、动态特性的影响规律。研究发现,通过增大空气填充速率和减少空气需求,可以提高喷嘴挡板式三通气动阀控缸的响应速度,例如增大喷嘴挡板式气动三通阀的固定节流孔直径、减小活塞有效面积、提高供气压力等；理论分析结果与实践结果一致。