固-膏体燃气发生器热结构分析和仿真

固-膏体燃气发生器是一种新型的燃气发生系统,是潜地导弹变深度弹射系统中的核心部件。为了研究固-膏体燃气发生器工作后膏体储存室的温度分布情况,采用源项法结合动网格技术、RNG k-ε湍流模型和离散坐标（DO）辐射模型对固-膏体燃气发生器的工作过程进行了数值仿真,并对不同膏体推进剂挤压流量下的膏体推进剂的温度分布作了对比研究。结果表明,传入膏体储存室的热量大部分来自于挤压室内的高温燃气,且整体热量的传导主要在轴向进行。随着膏体推进剂挤压流量增加,膏体储存室内的最高温度和平均温度均有所增加。研究结果可以为该型号固-膏体燃气发生器的热防护设计和改进提供相关参考。      

新型“引射同心筒”垂直发射装置理论及试验研究

通过同心筒发射导弹过程的理论分析以及验证试验,证明了热环境是同心筒发射方式存在的最主要问题,创造性地提出了引射同心筒的概念,为彻底解决同心筒发射导弹时导弹周围高温环境问题提供了一种全新的、可靠的技术途径,并且通过求解定常非定常、三维Navier-Stokes方程的方法,从理论上证明了引射同心筒可以大大降低发射过程中导弹周围的气体温度,同时,通过试验证明了引射同心筒现象的存在。     

3-D C/SiC复合材料的氧化行为

研究了３－ＤＣ／ＳｉＣ复合材料的氧化行为。在航空发动机燃气环境中的实验结果表明,Ｃ／ＳｉＣ复合材料的氧化失重与材料内部的大量孔隙以及涂层和基体中的微裂纹有关,其中基体内部的孔隙起着主要作用。在燃气中氧化后,Ｃ／ＳｉＣ复合材料力学性能的降低幅度比在干燥空气中的小,这是由于燃气中的氧分压较低。     

固体燃料空气涡轮火箭发动机方案和技术研究

针对固体燃料空气涡轮火箭发动机(SP-ATR)的工作特点,提出了双燃气发生器的加力工作模式,并根据总体性能要求确定了部件的工作参数。主要采用数值模拟和实验研究相结合的手段,分别针对压气机和涡轮部件开展了气动设计和增压装置集成,获得了工作特性,并完成了增压系统工作特性的冷流实验验证。开展了考虑涡轮后低温旋流条件下多股气流的高效掺混燃烧研究,通过研究涡轮转速、空气入射角度、补燃室富燃燃气流量和富燃燃气射流位置对燃烧效率的影响,确定了原理样机和关键部件的恰当形式和布局方式。最终开展了原理样机的地面热试实验,验证了双燃气发生器的SPATR发动机的工作原理,热试实验结果表明燃气涡轮增压装置工作可靠,性能满足设计要求,其中压气机压比达到了3.3,转速为82kr/min,补燃室燃烧效率为85.21%。     

等离子体助燃含硼富燃燃气燃烧实验研究

等离子体能够有效地改善燃料的燃烧速率,缩短点火时间,改变火焰稳定性,被认为是最高效的辅助点火方法。为了验证等离子体对含硼富燃燃气燃烧的增强特性,利用一套带透明窗的燃烧实验装置开展了多次实验研究。实验结果表明,在补燃室环境中加入等离子体可使富燃燃气点火位置靠前,燃烧火焰面变大,高温反应区前移,从而改善了硼粒子的燃烧环境;通过计算对比有/无等离子工况下的补燃室二次燃烧效率,表明加入等离子后可使得补燃室二次燃烧效率提高5%以上,且随着放电功率的增加,等离子体助燃效果也显著增加,补燃室中增加的燃烧热与等离子体放电功率比值大约在7左右。     

超声速燃气射流驱动液柱平衡体实验研究

为了研究在低温寒冷工作条件下单兵火箭发射过程中声、光、焰、烟等缺陷的抑制方法,设计了将防冻液柱放置在发射筒尾管中作为平衡体的实验方案。实验中采用高速摄影系统观察了超声速燃气射流驱动防冻液柱在大气环境中的扩散过程,并利用压电式传感器测得了发射筒周围的冲击波超压值,对比了燃气驱动防冻液柱和液体水柱两种状态下射流流场的测试结果。实验结果表明,由于液体柱的阻碍作用,射流流场发展初期的径向发展速度相比于轴向发展速度更快。随着射流流场的逐渐发展,出现了Kelvin-Helmholtz不稳定效应。以防冻液柱为平衡体时,弹丸所获初速更高,由于防冻液气化潜热较高,相比于液体水气化时吸收了更多的燃气能量,降低了射流特征参数。通过与以液体水柱为平衡体的射流流场对比,发现以防冻液柱为平衡体时整个测点区域的噪声声压级峰值均有所降低,声压级降低了1.5 ~ 3.5dB,验证了此方案的可行性。     

高压涡轮机匣加强肋表面换热特性试验

针对高压涡轮叶尖间隙主动控制机匣的多层结构,重点分析了机匣内部加强肋和安装螺栓共同组成的基本换热单元,利用热膜法研究了加强肋表面的局部和平均传热系数,得到了不同进气状态、加强肋高度对传热系数的影响规律。研究发现:冲击靶面传热系数随着冲击雷诺数的增长而增大,但传热系数的增长速率随着冲击雷诺数的增大而缓慢降低。3排冲击射流工况中,靠近出流位置的加强肋表面平均传热系数最高。试验结果表明,加强肋表面的传热系数受到加强肋高度和冲击雷诺数耦合作用。在高雷诺数时,增加加强肋高度带来的换热强化效果更加明显。      

冲击距离对涡轮外环表面温度影响的初步研究

为分析涡轮外环具体结构对温度的影响,在确定的流动与边界条件下,以某型发动机高压涡轮外环为研究对象并进行一定简化,应用3维数值模拟手段计算和分析了不同冲击距离对外环温度最大值及分布的影响,在综合考虑外环温度水平和分布均匀程度的约束下给出了冲击距离的最优值为冲击孔距离的6.5倍。具有较为实用的工程指导意义。     

燃气分析法在高温升全环燃烧室 出口温度场试验中的应用

为了给某型高温升全环燃烧室的出口温度分布改进优化提供技术支持,采用燃气分析法和热电偶法2种测量方法测量出口温度场。燃气分析法通过2支5点非混合式取样器随旋转机构旋转1 80°,采集燃烧室出口600点样气,测量CO_2和CO_2种组分的体积分数进而计算燃气温度。在油气比0.03状态下,燃气分析法与热电偶法测量的燃烧室出口温度分布基本一致,在油气比0.037状态下,燃气分析法测到的热点温度达到2285 K,经误差分析得出CO_2和燃料热值的测量偏差对燃气分析法的温度测量影响较大,采用的燃气分析法测温系统总误差在1%以内。研究结果表明:燃气分析法是1种具有较高测试精度、可靠的高温测试技术。     

换热效应对燃气涡轮发动机过渡态性能的影响

在非定常换热模型基础上,提出了换热效应不影响旋转部件功的假设,以及气冷涡轮换热的简化处理方法,建立了考虑换热效应的发动机过渡态性能计算模型.针对某双转子涡扇发动机加减速过程进行了数值模拟.结果表明:换热效应对整机性能的影响主要表现为各部件的响应滞后,而低压转子的响应滞后最为明显;压气机的换热时间常数小于涡轮;在旋转部件中,叶片的换热时间常数最小,轮毂次之,机匣最大.