基于Gambit前处理的气膜冷却火焰筒壁温分析

为更好实现航空发动机燃烧室气膜冷却结构火焰筒的壁温分析和冷却结构优化,针对原有的火焰筒2维壁温计算程序开展了2次开发工作,形成了基于GAMBIT前处理的火焰筒壁温分析程序。新的计算过程采用Gambit软件对几何模型进行前处理,生成三角形网格、指定边界条件分组,通过编制前处理模块代码,对导出的网格文件进行解析,进一步将各种信息导入已有的有限元壁温计算程序,完成壁温计算分析。给出了采用以上方法进行火焰筒壁温计算和优化的实例,结果表明:该方法较为有效地克服了原方法的各项缺点,其交互性强,大幅度提高了工作效率。     

某航空发动机火焰筒在动载荷下的频率响应分析

在火焰筒中由于燃烧不均匀产生的脉动,会形成一个较宽频率范围的声激振动,受这种振动的影响火焰筒可能在某一个固有频率下激振,如果激振所造成的振动应力足够大,将产生高循环疲劳破坏,最终导致火焰筒局部壁面脱落[1].因此研究发动机火焰筒在动载荷下的频率响应十分必要.利用UG软件建模和ANSYS动载荷分析软件,计算求出某航空发动机火焰筒的前十阶固有频率和振型.对火焰筒在0～1000Hz的激振频率下进行频率响应分析,分析结果对火焰筒设计和排故有一定参考作用.     

火焰筒掺混孔边裂纹萌生和扩展机理研究

利用有限元法，结合瞬态传热过程研究了火焰筒掺混孔内孔边裂纹形成和扩展机理，应用应变疲劳理论和裂纹扩展分析方法对裂纹萌生时间和扩展能力进行分析。由于火焰筒在热循环载荷作用下各处升温速度不一致．引起结构上的相互约束，使掺混孔边产生循环塑性变形导致疲劳裂纹萌生；裂纹萌生后会继续扩展，但这种扩展能力有限；孔边冷却区域大小会对裂纹扩展能力产生较大影响。     

具有陶瓷基复合材料火焰筒的航空发动机燃烧室的设计和试验

本文讨论了陶瓷基复合材料(CMC)结构设计的特点、准则及有效的制造方法,介绍了带CMC火焰筒的航空发动机燃烧室的设计指标和试验结果.     

深切怀念宁榥教授

《航空动力学报》的创办人、首任主编和终身名誉主编宁木晃教授于 2002年12月11日与我们永别了, 享年90岁, 给我们留下无限的怀念和受益终生的教诲 !宁木晃教授在 1936年毕业于清华大学, 1938年公派去英国牛津大学学内燃机, 1941年获得硕士学位后回国, 任西南联大工学院教授。 1946年抗战胜利后, 回到清华大学任航空系教授, 1947年兼任北京大学工学院机械系主任。是我国航空发动机事业的老前辈, 国内外知名专家。临解放前, 有人送给他去美国的机票, 他拒绝去优厚条件的美国, 坚决留下来迎接全国解放, 将自己的聪明才智贡献给新中国的航空事业。解放后, 空军经常请他去      

超音速火焰喷涂涂层评析

超音速火焰喷涂由于具有焰流速度快、焰流长、直径收缩小、粉末动能和能量密度大等特点,使其涂层呈现致密、氧化物含量和未熔颗粒少、孔隙率低、结合强度高、加工性能好、不易剥落等特性。本文叙述了等离子喷涂、火焰喷涂和超音速火焰喷涂3种喷涂试验,并对获得的涂层进行了对比、分析、评价,说明了超音速火焰喷涂的优越性。     

基于PMAC的数控火焰切割机数控系统的开发

分析了数控火焰切割机加工的工艺特点,开发了基于工业PC机和PMAC运动控制器的数控火焰切割机数控系统,给出了硬件、软件的设计框图。该数控系统已应用于旧数控火焰切割机的改造中。     

预混燃烧大涡模拟和燃烧模型的检验

用代数二阶矩亚网格(ASOM-SGS)燃烧模型对文献中测量的钝体后方丙烷-空气预混燃烧进行了大涡模拟,模拟统计的时平均速度、速度脉动均方根值和温度分布与实验数据结果吻合很好,表明所采用的ASOM-SGS亚网格燃烧模型是合理的。模拟的瞬态结果显现了钝体后方湍流流动和火焰结构。将大涡模拟数据统计得到的反应率系数-浓度关联量的分布规律,与代数二阶矩RANS(ASOM-RANS)燃烧模型的模拟值进行对比,结果发现,大涡模拟统计值和ASOM-RANS模型的模拟值很接近,从而证明了湍流燃烧代数二阶矩RANS模型的合理性。     

缓燃向爆震转捩过程中火焰和压力波发展规律试验

为了解缓燃向爆震转捩(DDT)过程,在60mm×60mm,长2m的方形爆震管内,利用高速摄影和高频压力传感器试验研究了4种余气系数下氢气/空气混合气燃烧时的火焰和压力波演变规律.结果表明:缓燃向爆震转捩经历了缓燃、爆燃、在壁面产生热点、形成爆震中心和稳定爆震5个阶段,缓燃、爆燃和爆震的火焰传播速度分别为0～15m/s,500～1000m/s和1800～2000m/s.压力传感器获得的时序图和对应峰值压力的变化规律也验证了上述过程:在压力传感器测试区间(850～1200mm)内,压力峰值从1.5MPa先跃升到7MPa上下,然后下降稳定在2～3MPa.据压力时序图算得的爆震波传播速度与高速摄影获得的火焰传播速度一致.      

尾缘吹气稳定器缝宽对燃烧性能影响的试验

为了探讨尾缘射流出口缝宽对燃烧性能的影响,在来流λ_m-0.1,0.18,0.25和丁T_m-53,63,3 K状态条件下,分别对缝宽为1,2,4 mm的尾缘吹气式稳定器和V型稳定器的燃烧性能进行了试验研究,对比分析了它们的贫熄特性、温度分布和燃烧效率.燃烧试验结果表明缝宽对尾缘吹气式稳定器燃烧性能有明显影响.在本模拟条件下,缝宽较窄的稳定器贫熄边界较宽,缝宽为1 mm的尾缘吹气式稳定器贫熄边界最宽;从出口温度分布可以看出,缝宽小的尾缘吹气式稳定器高温区域较大;缝宽较小的稳定器燃烧效率较高,缝宽1 mm的稳定器燃烧效率最高.