主燃级基于旋流直射式喷嘴的超低排放燃烧室实验研究

为了实现航空发动机超低NO_x超低排放的目标，本文提出贫油预混预蒸发低排放燃烧室主燃级采用旋流直射式喷嘴技术，达到主燃级燃油和空气强化混合的效果，获得良好均匀性的油气混合物进行燃烧。在单头部燃烧室试验件上实验研究了LTO循环4个工况(慢车、进场、爬升和起飞)的燃烧性能和污染排放性能。研究结果表明：除慢车工况的燃烧效率接近0.99外，其余工况的燃烧效率均大于0.995；在LTO循环内，CO,UHC和NO_x排放均比CAEP/6排放标准降低50%以上，且NO_x比CAEP/6低72.5%，达到了超低排放的目标；同时与其他各型低排放燃烧室相比，起飞工况、爬升工况的NO_x排放在LTO循环中的占比均有较大幅度的降低。     

U形竖管内超临界甲烷传热异常行为机理研究

针对航空发动机的空气预冷系统U形竖管超临界流体传热异常问题，对超临界压力甲烷U形竖管内传热行为进行了数值研究。探究了热流密度、质量流量和运行压力对换热的影响，从超临界甲烷管内温度、速度、流动状态及无量纲数变化出发，阐述了超临界甲烷在U形管内异常传热现象形成的机理。结果表明，在较高热流密度(95k W·m^-2)下，浮升力导致的自然对流是上升直管段内传热恶化的主要原因，运行压力的升高抑制了物性变化，促进了传热恶化向正常传热方向恢复。弯管段内的二次流使混合对流转变为强制对流，二次流形成的迪恩涡改善了径向温度分布不均匀性，强化了弯管段及其后续直管段的传热，且在弯管顶部位置传热的强化作用最为显著。     

多孔阵列式电喷雾推力器纯离子电流的物理模型

纯离子（PIR）发射状态的多孔发射极阵列（PEA）使离子液体电喷雾推力器（ILET）具有高精度、高比冲、高效率、小体积等优点。为了研究PEA在PIR发射状态下的束电流机制，构建了一种包含起始电压、多点发射、黏性流动、离子电流的物理模型。通过引入正态性假设简化了加工公差不确定性和多孔基材不均匀性的量化过程，基于Monte Carlo方法推导出了PEA的PIR电流解析表达式，并通过对比试验结果验证了模型的可靠性和准确性。结果表明，模型机理明确、误差较小，能够较高精度地预测锥形多孔硼硅酸盐PEA的PIR电流和多点发射行为；模型计算结果与AFET-2推力器试验结果基本一致，相对误差范围为1.0%～1.5%，随着工作电压的增大和发射体数量的增加有助于提升模型的精度。模型为计算效率较高的0D模型，为ILET的鲁棒性设计和性能优化提供了一种新的计算方法。     

测定电离复合速率常数的激波管方法

发展了测定电离复合速率常数的一种新的激波管方法。在这一方法中使用反射激波加热预混气体使之电离,相继用可控制的强稀疏波使之快速冷却,冷却速度很快,可达１０＾６Ｋ／ｓ,使之在冷却过程中,电离远离平衡态。用压电传感器和Ｌａｎｇｍｕｉｒ探针监测状态变化历程和离子浓度,并可获得过程中所有的状态参数,测定了ＮＯ＾＋＋ｅ电离复合速率常数。实验表明这一方法简易可靠。     

厘米级微型蒸发管式燃烧室性能实验研究

为了了解和掌握厘米级蒸发管式微型燃烧室性能, 并为以后的设计提供技术数据, 设计了微型燃烧室实验和测试系统, 在常温常压下开展了微型燃烧室性能实验, 获得了微型燃烧室的阻力特性、贫油熄火特性、燃烧效率、比容热强度和出口温度分布等数据.      

高温高压下航空煤油横向喷射自燃延迟时间特性研究

基于一套二元流动反应器,采用先进毫秒级光电测量系统,对高温高压下航空煤油横向喷射自燃延迟时间(ADT)进行了研究。实验工况为:空气总压p_t=0.5~1.5 MPa、空气总温T_t=830~1 000 K、空气速度v_a=40~50 m/s、燃油动量比q=15~80、韦伯数We=90~250。基于实验结果,得到ADT的经验关系式。最后分析了燃油破碎雾化时间、蒸发时间及化学反应时间与航空煤油ADT的耦合关系。该研究结果可为航空发动机燃烧室预混段几何尺寸设计提供重要的工程依据。     

激波驱动液体轴对称抛撒的实验研究

设计了利用垂直激波管实现液体轴对称抛撒的实验装置,通过高速摄影技术获得不同驱动压力下气液界面不稳定性发展直至发生首次破碎的时间序列。实验结果表明,马赫数的增大导致初始扰动波的波长减小和扰动波数的增加,且尖钉发生破碎并与气流混合的程度更为剧烈。实验液体发生首次破碎的位置基本不随驱动压力的升高而改变。液体前锋的加速度曲线呈现出前期基本不变,后期迅速增大的趋势。     

PW400010级防涡管卡槽孔探工装开发

主要阐述PW4000发动机HPC10级防涡管卡槽孔探工装的设计思路和开发过程,介绍了开发成果的实际应用效果,并对开发过程中的经验进行了总结。     

H—S管激励振荡流动的数值模拟及实验研究

Hartmann—Sprenger（H—S）管在一定条件下,可以使射流气体产生按一定频率激励的强烈振荡。对H—S管的振荡流动进行了数值模拟和实验研究。数值模拟结果显示出H—s管在吞吐模式下流场的周期变化,在对应的试验瞬态纹影图上,则观察到相应的吞吐射流气体,揭示了H—s管激励的工作机理。通过大量的实验研究,对小管径共振管的频率估算公式进行了修正,提高了振荡频率估算的准确度,为以后设计给定激励频率的射流喷嘴奠定了基础。     

结冰风洞试验段云雾粒径测量与控制实验研究

准确测量与控制云雾粒径对结冰风洞开展试验具有重要意义。为了研究3m×2m结冰风洞的云雾粒径特性及其影响因素,应用相位多普勒飞行探头系统（PDI-FPDR）开展试验段云雾平均体积直径（MVD）的测量与控制实验,获取了不同状态下的MVD变化规律,通过综合对比分析,探索了压力、风速、温度等因素对云雾粒径的影响。结果表明:云雾粒径对喷雾系统水压、气压的变化十分敏感,且MVD与喷雾气压成反比;气流风速和温度对风洞中云雾液滴的蒸发和碰撞特性影响不明显,MVD受其影响不大,不同状态的最大相对偏差在±10%的误差范围内;MVD受风洞环境负压作用而显著减小。