氢氧全流量补燃循环发动机主要参数优化分析

根据给定的运载任务,建立了氢氧全流量补燃循环发动机的能量特性模型、运载器质量模型和轨道模型,以运载器有效载荷为目标函数,利用枚举法进行了发动机性能参数的优化研究.通过计算,验证了质量模型的准确性,得到了实现单级入轨发动机的最优性能参数,给出了在当前所能达到的燃烧室压强情况下的优化结果,为新一代氢氧全流量补燃循环发动机的研制提供指导.     

微小流量离心压缩机叶轮流场性能模拟计算

设计了一种空气工质低压比的微小流量、高转速离心压缩机三元叶轮,并对其流场特性进行数值模拟.研究表明:该类叶轮出口与进口区域面积比小于1;采用高转速可以改善该类叶轮的效率;叶轮的最佳叶片数较源于大流量低转速离心压缩机理论的叶片数经验公式计算值要小;叶轮出口角一般在60°以上;叶尖顶部间隙增大时,叶轮总压比及效率显著下降.研究方法和结果为飞机高性能空气循环制冷系统和蒸汽压缩制冷系统中微小流量高转速离心压缩机的工程化设计提供了有益的参考.      

某重型燃气轮机燃料喷嘴工作特性试验研究

对某重型燃气轮机燃料喷嘴的工作特性进行了试验研究.主要测定了该燃机喷嘴组在1.0MPa压力下工作时每个喷嘴的流量特性,通过数码照相和计算机图像处理测定各喷嘴的喷雾锥角,利用相位多普勒粒子分析仪(PDPA)和激光多普勒测速仪(LDV)测量雾化粒度SMD.分析试验结果,得出了一些有重要价值的数据和结论,为燃机喷嘴的研制和改进提供了重要依据.     

飞机燃油系统功能仿真分析

燃油系统在飞机上是一个非常庞大而且复杂的系统。利用流体仿真软件nowmaster构建了飞机燃油系统整体模型,并进行了一系列仿真分析,分别追踪了管路系统在正常情况、某一（些）增压泵失效、一发动机失效时发动机入口流量和压力随时间变化曲线,并与设计流量和压力进行对比分析,发现计算结果满足设计要求,证明这种方法是切实可行的。     

全流量补燃循环发动机富氧预燃室设计与试验

针对全流量补燃循环发动机,给出了一种分区燃烧、身部二次喷注掺混、表面镀镍抗氧化的富氧预燃室设计方案,设计了富燃点火启动富氧关机的试验时序,进行了26次试验,初步研究了身部二次喷注流量大小对燃气均匀性的影响.试验结果表明:预燃室结构设计合理,点火可靠、结构安全;身部二次喷注流量变化对出口燃气均匀度分布影响明显,存在一个二次喷注流量最佳值.      

多旋流LPP影响燃烧特性的数值分析

对贫油经由双级旋流器在突扩燃烧室内的旋流扩散燃烧反应进行了CFD数值研究。通过改变一级旋流器和二级旋流器的空气流量分配,定量研究了旋流杯内油气的局部混合和蒸发对双旋流燃烧特性的影响。结果表明,合理的气量分配使旋流杯内的油气具有较明显的贫油部分预混合预蒸发LPP效应;使燃烧室头部区域具有LPP燃烧特性：头部燃烧区位置和结构合理,温场峰值低且比较均匀,产生较少的NO污染物。相关计算结果与试验结果相符合。     

全流量补燃循环发动机系统参数模型与设计(Ⅰ)动力平衡特性

为了深入理解全流量补燃循环发动机系统的特点,建立了全流量补燃循环发动机系统动力平衡模型,补充了压力平衡方程,研究了预燃室混合比对发动机系统参数的影响规律.研究结果表明:①富燃、富氧预燃室的混合比是相互匹配的,随着富燃预燃室混合比增大,富氧预燃室混合比减小,混合比组合的规律是保持富燃、富氧预燃室燃气做功能力的平衡;②随着...     

一种空气流量测量装置对比标定和不确定度评定方法

叙述了小尺寸流量管的校准方法和不确定度评定方法,分析了采用对比标定法校准小尺寸流量管流量系数的原因,并给出了某流量管校准试验结果和不确定度评定结果.结果表明,即使标准节流装置的测量精度不满足标准要求,但只要其不确定度已知,仍可用于其它流量装置的校准,而且可评定被校流量测量装置的不确定度.     

多喷嘴大流量气 -气喷注器设计与试验

在大流量气-气喷注器单喷嘴工况研究的基础上,为研究其在具有单元交互作用的多喷嘴工况下的燃烧特性,设计了多喷嘴推力室.喷注单元为剪切混合式单元,并具有高氢/氧速度比和氧喷嘴扩口设计,采用了能够模拟真实发动机工况的7单元同心圆排布的推力室头部结构,在对喷注单元的排布间距优化设计基础上,开展了热试车试验研究和仿真分析.结果表明所设计的喷注器在多喷嘴工况下燃烧稳定,能够在额定参数设计的燃烧室内,在SSME(space shuttle main engine)主喷注单元流量的3.7倍大流量工况下燃烧效率达到99%以上,并显示出良好的喷注器自身和带来的燃烧室身部热防护特性.      

高超声速风洞进气道流量系数测量精度影响因素研究

进气道是飞行器动力装置的重要组成部分,准确测量进气道流量系数是进气道风洞试验的重要内容.对来流马赫数Ma =4.5,5.0和6.0状态下皮托管进气道开展流量系数测量研究,通过对比理论值和实测值,获取各状态流量系数修正系数.试验结果表明,随着来流马赫数增加,进气道流量系数与理论值偏差较明显,并逐渐增大.超声速风洞试验通常认为测量截面总温与来流总温相等,通过对测量截面总温与来流总温偏差以及测量截面流场畸变情况的分析,判断测量偏差主要是由测量截面总温等于来流总温的假设导致的.在高超声速风洞试验中,由于模型壁面热交换的存在,测量截面总温低于来流总温,进气道流量系数测量时需要进行总温修正,以提高流量测量精度.