总收缩比对RBCC进气道影响数值研究

为研究火箭基组合循环发动机（Rocket Based Combined Cycle,RBCC）进气道隔离段内激波串传播规律,利用数值模拟研究分析了在高、低反压作用下总收缩比变化对激波串驻留位置及流动分离区范围的影响,并进一步开展了总收缩比对进气道气动性能影响的仿真研究。研究结果表明：在承受额定反压作用下,进气道总收缩比存在临界值,在临界值下提高总收缩比能显著增强进气道抗反压能力,并影响激波串驻留位置。在临界值上提高总收缩比对进气道抗反压能力无明显作用,进气道流动状态不受总收缩比变化的影响。此外,提高总收缩比能显著提高被捕获冲压空气流所承受的压缩程度,但会承受额外的空气流量损失和气动阻力。     

航空发动机非挥发性颗粒物排放适航标准与审定

现行的烟雾排放标准在过去的几十年中很好地限制了民航的航空发动机尾气排放,但其并没有对颗粒物排放进行直接的限制.国际民航公约附件16第2卷"航空发动机排出物"中第4章对颗粒物制定了排放标准.2016年,颁布了由发烟指数转化而来的非挥发性颗粒物(nvPM)质量浓度标准作为过渡,并在后续研究众多方面因素影响并修正后颁布了起降...     

大口径脉管制冷机的分析研究

为了解决普通脉管制冷机的小冷量问题,提出了大口径脉管制冷机的新概念。理论依据分析和实验研究都表明大口径脉管制冷机可以获得更大的冷量。     

氢强迫循环预冷的系统仿真研究

低温液体火箭发动机由于低温特性在起动前必须对发动机及其增压输送系统进行充分预冷.预冷方式很大程度上决定了一枚火箭射前操作程序的复杂性和推迟发射的适应性,具体选择哪一种预冷方式需要综合考虑.通过比较3种常见预冷方式的优缺点,给出了选取预冷方式需考虑的因素和准则.最后通过AMESim两相流库建立了氢循环泵强迫预冷模型,根据...     

RBCC燃烧室冲压模态数值模拟及试验验证

为了探究煤油燃料火箭基组合循环(RBCC)发动机燃烧室在冲压模态下的燃烧特性,构建了一套仿真计算方法用于预测、分析燃烧室内流动及燃烧过程。以带支板喷注器、单凹腔火焰稳定器RBCC燃烧室为例,开展了冲压模态下的内流场三维数值模拟,计算得到的壁面压力曲线与地面试验及飞行试验结果符合良好。分析燃烧室压力、马赫数、燃气组分等参数可以发现：当前燃烧室结构能够实现冲压模态下液体煤油燃料的稳定、高效燃烧;与冷流相比,压升可达5倍以上;支板能够有效提高煤油燃料的掺混能力;火箭安装台阶下游存在利于燃烧和火焰稳定的回流区;通过调整凹腔、支板等喷注器供油规律,可提高来流氧气的利用率,实现更为充分的燃烧。     

双外涵混合排气变循环发动机性能建模与仿真

为满足设计初期阶段变循环发动机性能评估需求,建立了一种不依赖于部件特性曲线的双外涵混合排气变循环发动机总体性能仿真模型,编制了相应的总体性能仿真程序,模拟研究了变流路和变几何调节对双外涵混合排气变循环发动机节流状态及最大状态性能的影响。研究表明,构型改变对发动机耗油率影响较小,对推力影响较大。可调高压涡轮导向器对发动机推力及耗油率的性能增益较小。可调后涵道引射器既可以提高发动机在各种工况下的参数匹配能力,又可以改变发动机的涵道比。综合考虑结构设计复杂度与性能收益,可调尾喷管与可调后涵道引射器的组合方案是相对最佳的变几何方案。     

DD6单晶合金循环蠕变性能研究

采用含与不含气膜孔平板试样,研究了[001]、[011]和[111]晶体取向在980℃不同保载时间和应力条件下的镍基单晶合金DD6的循环蠕变性能。研究发现,DD6单晶合金的高温蠕变疲劳性能存在明显的方向性,试样形状及表面状态是影响单晶合金寿命的重要因素,特别是气膜孔的存在显著地降低了材料的循环蠕变寿命;不含气膜孔平板试样蠕变损伤起主要作用,含气膜孔平板试样疲劳损伤起主要作用。同时,在高温条件下,不同保载时间的蠕变和疲劳损伤对试件的破坏起重要作用,蠕变与疲劳的交互作用会大大缩短材料的使用寿命。     

一次火箭流量对RBCC性能影响的数值和实验研究

利用三维两相数值计算方法和地面直联试验系统,开展了不同来流速度下一次火箭流量变化对发动机性能的影响。数值研究结果表明,在不同来流条件下,一次流流量的增加对发动机推力和比冲的贡献不同,在低速条件时,一次火箭流量的增加对来流空气的加热以及缩短二次燃料的雾化蒸发时间和距离起着积极的作用,对性能的提高有一定作用;当来流速度较高时,过大一次流流量对流动通道产生了阻塞效应,造成对推力和比冲贡献作用的减小。试验结果验证了数值研究得到的规律,特别在高马赫数条件下,一次火箭流量的增加对推力和比冲的贡献是减小的,且飞行速度越高,这种贡献越小。无论低速还是高速来流条件,存在着一个优化的一次流流量,这对提高发动机性能有很大好处。