涡轮导向器喉道燃气流量计算及参数敏感性分析

以某型大涵道比涡扇发动机为对象,采用高压涡轮导向器喉道流量函数的方法,计算得到燃烧室的出口温度,并间接获得燃烧室出口燃气流量。计算结果表明,本文方法所得结果与设计方计算结果吻合较好。在此基础上,针对该计算方法进行了参数敏感性分析,其结果将有助于飞行试验工程师更加合理地选择测试方法及传感器类型,为后续的试验工作奠定技术基础。     

航空发动机进口空气流量测量方案分析

发动机试验时,通常采用在进气道出口和发动机进口之间加装测量耙的方式,来测量截面的总静压参数,进而获得发动机进口空气流量。考虑到附面层影响,采用新型附面层压力组合测量耙进行测量。同时,对获取截面流场压力的不同测量方案进行了分析,并结合试验数据,分析了不同测量方案产生的误差。结果表明:采用压力组合测量耙能较为准确地获得发动机进口空气流量,并且采用压差传感器获取截面流场压力,能显著减小发动机进口空气流量和附面层的测量误差。     

某固体火箭发动机工作末期不稳定燃烧

针对某固体火箭发动机工作末期出现的压力振荡现象开展了数值研究与线性预估.通过有限元方法得到了燃烧室空腔的声模态及固有声振频率,轴向1阶与2阶声振频率随燃面退移先减小后增大;利用大涡模拟方法分析了燃烧室内的流场特性及压力振荡特性,振荡频率与试验结果一致,判定该发动机出现了以轴向1阶声振频率为主导的不稳定燃烧;其次分析了发动机内阻尼特性,其阻尼随燃面退移不断减小;最后通过不稳定燃烧线性理论解释了该发动机工作末期出现压力振荡的机理,表明燃面退移过程中喉通比下降是导致发动机由线性稳定转向线性不稳定状态的关键因素.      

发动机短舱溢流阻力的数值模拟

 为分析发动机溢流阻力的产生原因并为进气道-发动机匹配研究提供一定的技术支持,以典型的发动机短舱为研究对象,分析了短舱上的进气道阻力,并详细介绍了相应溢流阻力的数值计算方法。在对发动机短舱外流模拟时,通过引入两个和发动机参数相关的数值边界条件,即一个是定流量的发动机进气道入流边界,另一个是定总温总压的发动机喷流边界,避免了对发动机复杂内流的模拟。利用NACA-1-81-100发动机进气道作为标准算例,验证了数值方法的可行性。通过模拟发动机短舱在不同工作流量下的流动,认为发动机短舱的溢流阻力产生归因为溢流造成的发动机外表面的阻力变化,以及捕获流管变细导致的附加阻力增加。     

扩口孔型预旋喷嘴流动与温降特性

分别对预旋角度为20°的直孔和扩口孔型喷嘴进行了数值模拟和实验测量.计算模型包括仅有进气腔、预旋孔和出气腔的单独模型和在此基础上增加了旋转部分的系统模型;研究内容包括速度场、出气速度、出气角度、流量系数、预旋效率和温降,并对单独模型的孔流量系数进行了实验测量.结果表明流量系数的计算结果与实验结果符合良好,扩口孔的流量系数、预旋效率和温降都比直孔显著增大20％以上.数据还显示由单独模型计算得到的流量系数和预旋效率与由系统模型得到的结果比较接近,根据单独模型的预旋效率而推算出的温降可在一定程度上间接反映预旋系统的温降特性.     

某型航空发动机火焰筒流量对比试验研究

针对某型发动机在研制过程中频繁发生单位燃油消耗率(SFC)过高的故障,在自行设计的航空发动机燃烧室火焰筒流量测试试验器上,运用模拟压比和模拟马赫数准则,采用冷吹风流量试验法,对比测试了某型发动机燃烧室与原型燃烧室火焰筒空气的流量,并对测试数据进行分析.试验结果表明:发动机燃烧室火焰筒流量分布均匀,与原型燃烧室火焰筒流量相同.该试验法耗时短、成本低,对开展燃烧室火焰筒内空气流量研究具有借鉴意义.     

超燃冲压发动机流量匹配的临界流量法

为了使用基于积分方程的超燃冲压发动机性能计算模型模拟跨燃、亚燃工作模态,用临界流量法建立用于表征燃烧室热壅塞程度的残差方程,并以隔离段出口静压为独立变量,通过牛顿迭代法迭代求解残差方程,模拟了燃烧室内存在临界截面（即喉道）但不出现热壅塞的实际跨燃、亚燃工作状态。结果表明：该方法能够确定有喉道的超燃冲压发动机燃烧室一维参数分布,并具有计算精度高、计算速度快、收敛性好等优点,可以为基于积分方程的超燃冲压发动机性能计算模型求解提供一定的参考。     

环形液池浮力-热毛细对流表面振荡现象的临界温差

对于上部开口的环形液池,加载径向温度梯度将使气液接触面上表面张力分布不均匀,耦合于地面的重力作用,将会驱动薄层流体形成浮力-热毛细对流。当径向温度差ΔT达到某一临界值ΔTC时,一定厚度的液层表面就会出现具有一定规律的振荡现象。实验采用高精度激光位移传感系统,测量了液池表面某点位移随液层厚度h和径向温差ΔT的变化曲线,讨论了浮力-热毛细对流表面振荡的临界温差及两种驱动力的耦合问题,进行了表面畸变参数的无量纲分析,考虑了起始环境温度对临界温差的影响,推导了振荡相对较强时液层的厚度范围。     

民用飞机多舱油箱内惰性气体分布的研究

针对某种通风方式,对1／6比例的波音747中心翼油箱内的气流分布进行了可视化实验,得到了该油箱内气流分布的详细信息。建立三维数值模型,对不同Re数下的多舱气流分布进行了计算,经与实验结果对比显示二者吻合较好。通过数值模拟得到了各舱的流量分配系数,采用微元段的计算方法得到了各舱氧浓度的分布。对3种不同通风方式下的惰化效果进行了对比研究,提出“最不利舱氧浓度”的概念,认为对多舱油箱进行惰化系统的设计时,这一因素不容忽略。该研究可为多舱油箱惰化工程设计提供相应的支持,为通风系统的优化提供理论依据。     

预旋角度对预旋孔流动特性的影响

对预旋角度分别为30°,25°,20°和15°的预旋孔在压比1.1～1.9范围内的流量系数进行了实验测量和数值模拟。研究了压比和预旋角度对预旋孔进出口速度和气流角度、流量系数和预旋效率等参数的影响。流量系数的实验结果与计算结果符合良好,数据显示预旋孔流量系数和预旋效率随压比的增大显著增大。预旋角度的减小使流量系数基本保持不变,而预旋效率由于出气角度的减小而显著增大,最大增幅可达10%。