扩压器对基本级性能的影响

使用数值方法和试验手段研究了带无叶扩压器和不同进口安装角的叶片扩压器对基本级的性能影响.针对带无叶扩压器的基本级,重点研究了近喘振点、设计点、近阻塞点3种工况的内部流动特性,结果表明近喘振点的叶轮叶片进口、叶轮叶片出口、回流叶片背面均存在低速涡流区,而设计点和近阻塞点的流动状态良好,对于近阻塞点,流动速度较大引起的摩擦阻力损失增大,导致了基本级多变效率下降很快;对带单圆弧叶片扩压器的基本级,细致地研究了匹配不同进口安装角的单圆弧叶片扩压器对喘振裕度、阻塞裕度和效率的影响,结果表明:在出口安装角不变的情况下,扩压器进口安装角比设计值降低3°,基本级的多变效率和多变能头系数达到最佳值.      

机匣处理对跨声速离心压气机性能影响

为了探索自循环机匣处理对跨声速离心压气机影响,利用全三维数值模拟方法对应用自循环上游槽封闭机匣、自循环机匣处理和光滑壁面机匣结构三种情况下的跨声速离心叶轮进行了详细研究。对比结果表明:机匣处理抽吸槽结构本身对离心级的影响很小;自循环机匣处理使得在近失速区域离心级压比和效率有所增加。通过详细的流场分析表明:机匣处理可以降低叶片尖部负荷;自循环机匣处理通过引走叶轮通道内气流并回流到上游,可以延缓叶轮进口攻角的变化和激波的推进,从而延缓离心叶轮的失速。     

喷注压降对液液同轴离心式喷嘴喷雾锥角的影响研究

为了研究不同喷注压降下液液同轴离心式喷嘴喷雾锥角的变化规律,采用高速摄像机观测喷雾形态。试验结果表明:内、外喷嘴单独工作时,喷雾锥角随着喷注压降的增加而增加。内、外喷嘴同时工作时,喷雾锥角随内喷嘴喷注压降的增加而减小,随着外喷嘴喷注压降的增加而增加。通过与内、外液膜同向旋转时喷雾锥角的变化规律对比,发现内、外液膜的旋转方向对外混式液液同轴离心式喷嘴喷雾锥角的影响不大,因为离心式喷嘴产生的锥形液膜的切向速度会很快转化为径向速度。由于液膜切向速度迅速转化为径向速度使得内、外液膜反向的动量转变为同向动量,从而造成利用角动量守恒来预测喷雾锥角的理论模型用于计算反向旋转的外混式喷嘴时存在较大误差。对于内、外液膜反向旋转的外混式喷嘴,由于液膜旋转方向对喷雾锥角的影响不大,可以按照同向旋转的公式进行计算。     

横向气流中航空煤油凝胶液滴二次雾化特性实验研究

为研究航空煤油凝胶液滴在横向气流中的二次雾化特性,建立了二次雾化实验台,制备了3种胶凝剂含量下的航空煤油凝胶,在不同实验条件下(82We691,9.6×10-4Oh3.77)对液滴二次雾化过程进行了拍摄。测量了液滴变形、破碎模态、破碎时间、剥离速度及R-T(Rayleigh-Taylor)不稳定波波长等特征参数,并与航空煤油液滴进行了对比。结果表明:在实验条件,煤油和煤油凝胶液滴无量纲变形率在0.5~2.0,胶凝剂含量增加,液滴粘性效应增强,平均无量纲变形率降低;航空煤油和凝胶液滴具有两种破碎模态,同种破碎模态下,煤油和煤油凝胶的破碎过程相同;煤油和煤油凝胶液滴初始和总破碎时间随We数变化规律基本相同。不同Oh数下,3%煤油凝胶初始和总破碎时间与文献计算值相差较大,而其余3种材料液滴则吻合较好;液滴剥离速度随We数逐渐增加。We数低于200时,煤油剥离速度高于煤油凝胶,但继续增大We数时则相差不大;R-T不稳定波波长随We数增加而减小。煤油、1%和2%煤油凝胶波长实验值和理论值基本吻合,而对3%煤油凝胶,理论值则高于实验值。     

声学扰动对燃烧室声学特性的影响研究

针对利用旋转齿轮对燃烧过程施加高频声学扰动的方法,为获得其对同轴离心喷嘴燃烧室声学特性的影响,设计了一种带辅喷管的单喷嘴扁平燃烧室,分别在冷试和热试工况下研究了旋转齿轮声学扰动装置对燃烧室声学特性的影响。冷试中当扰动频率等于燃烧室某振型的特征频率时燃烧室内出现驻波特征振荡。热试重点关注了煤油蒸气/富氧空气燃烧过程对声学扰动的响应,改变扰动装置的位置可改变声压波节线的方向,实现推进剂喷入位置为声压波腹或声压波节。研究表明,一阶切向声学振荡对同轴离心喷嘴与声压波腹的相对位置敏感,煤油蒸气/富氧空气燃烧过程易受声压波动的影响,推测液氧煤油补燃循环发动机内的高频燃烧不稳定性可能易被声压波动激发。     

涡轮级间燃油雾化特性数值研究

为实现航空发动机加力燃烧室的无稳定器燃烧组织,以加力燃烧室燃油在涡轮内提前雾化蒸发特性为研究对象,采用经过试验验证的数值模拟方法,对燃油喷雾在涡轮级内的流动雾化特性及影响因素开展数值分析。在不同来流温度条件下,考察了燃油在静子流道的展向、周向和轴向不同喷入位置的运动轨迹、粒径分布和涡轮出口气态燃油浓度分布。研究结果表明,喷雾位置和来流总温对燃油雾化特性都存在影响,具体表现在:(1)不同展向位置的燃油雾化特性相似;(2)吸力面燃油雾化质量优于压力面;(3)在喉道附近的燃油雾化质量优于叶片前缘和尾缘;(4)在雾化过程中的不同时段,液滴数量的变化是破碎与蒸发的竞争机制影响的结果;(5)提高来流总温可以提高雾化质量。另外,涡轮内非均匀流场中各位置温度与速度对燃油雾化蒸发影响的比重不同,在同一来流总温条件下,速度对燃油雾化的影响大于温度。     

离心压气机叶顶泄漏涡轨迹数值模拟及失速预测

以级压比为4.1的Krain叶轮为研究对象,数值研究流量、转速和叶顶间隙对叶顶泄漏涡(TLV)轨迹和主流/叶顶泄漏流交界面(ITLMF)位置的影响。数值结果表明:流量减小、转速升高和叶顶间隙减小,使叶顶泄漏涡轨迹远离吸力面、主流/叶顶泄漏流交界面向上游移动。将主流与叶顶泄漏流的相互作用简化为一股自由来流与一股逆向壁面射流的相互作用,并对叶顶泄漏流速度进行模化。利用主流/叶顶泄漏流动量平衡原则确定交界面位置,采用Zhao模型预测叶顶泄漏涡轨迹,并建立叶顶泄漏流的有效起始位置与叶顶间隙的关系,从而建立亚声速离心压气机失速预测模型。结果表明,模型预测值与CFD预测值符合较好,方均根误差低于2.42%。      

气动多点供油装置油雾特性研究

为了研究一种部分预蒸发预混合气动多点供油装置的雾化性能,使用燃油收集器和相位多普勒粒子分析仪(PDA),获得了多点供油装置下游的燃油流量分布和索太尔平均直径分布,并使用数值模拟方式获得了供油装置内外流场形态和油气动量比变化趋势,分析了流量与粒径分布的形成原因。结果表明,多点供油装置下游燃油主要集中在分布管后半段,在该位置对应的下游喷雾场内可以保持相对均匀的燃油流量分布;油雾场中雾化较好的区域可近似为一个向外侧倾斜的矩形,雾化索太尔平均直径在20μm左右。多点供油装置内部流线的变化导致分布管上各小孔流量不均,进而使分布管下游油气动量比产生变化,是形成其下游的燃油流量分布和索太尔平均直径分布趋势的最直接原因。     

凝胶自燃推进剂撞击雾化燃烧特性试验研究

为研究凝胶自燃推进剂撞击雾化的燃烧特性,在单互击式喷嘴矩形燃烧室内进行了一甲基肼和四氧化二氮(MMH/NTO)及凝胶MMH/NTO喷雾燃烧过程的对比试验。试验拍摄了燃烧条件下液态推进剂的雾化图像及OH基自发辐射图像,其中雾化图像采用高速相机及阴影方法拍摄,OH基自发辐射图像采用带OH基滤光装置的高速相机拍摄。结果表明:MMH/NTO撞击后能快速气化,只能观察到喷注面附近喷雾扇及少量细小液滴,而凝胶MMH/NTO撞击后形成的液膜及贯穿视场的液丝清晰可见,推进剂未完全气化燃烧,造成燃烧性能下降;凝胶MMH/NTO推进剂氧化剂燃料蒸发速率不匹配,彩色阴影图像可观察到大量待反应红棕色NO2气体;根据OH基自发辐射光亮度及分布,MMH/NTO在撞击角为75°,燃料射流速度为23m/s时即可充分燃烧,但凝胶MMH/NTO充分雾化燃烧需求撞击角及射流速度更大,着火及充分燃烧需求燃烧室更长。     

高扰动燃油喷嘴雾化试验

为改善航空发动机的燃油雾化、验证高扰动雾化方案应用于航空发动机燃油喷射的可行性,采用相位多普勒粒子分析仪(PDPA)及高速摄影技术,对不同夹角、不同孔径结构条件下的V形交叉孔高扰动喷嘴和单孔喷嘴的喷雾场粒子特性进行了测量。结果表明:随着供油压差增大,雾化锥角随之增大,索太尔平均直径(SMD)值随之减小;交叉孔结构对燃油雾化有明显促进作用,在相同的供油压差、出口截面积条件下,交叉孔的雾化锥角更大,SMD更小;在SMD相同时,交叉孔所需的喷射压力远小于圆直孔;随着交叉角的增加,雾化锥角、SMD均有明显改善;采用空气辅助能够有效增大雾化锥角、降低SMD值,但改善效果随气压增加而逐渐减弱。与传统单孔喷孔方案相比,高扰动喷孔能够在相同压力条件下极大的改善燃油雾化效果。