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831.
高硅氧/酚醛树脂基复合材料具有成型工艺简单和成本低的特点,被广泛地应作固体火箭发动机的防热材料.为了探索高硅氧/酚醛树脂基复合材料应用于冲压发动机燃烧室被动热防护结构,对高硅氧/酚醛树脂基复合材料大尺度冲压发动机燃烧室热防护层进行了实验研究.研究结果表明,冲压发动机燃烧室热防护层能工作到300s,高硅氧/酚醛热防护层能够适应其恶劣的工作环境要求.同时,通过实验研究也表明,更长工作时间之后,由于冲压发动机燃烧室工作温度的不均匀,导致酚醛树脂基体的分解与增强的高硅氧纤维熔融不同步,且热解、碳化后的形态和性能都会发生较大的变化,由此会导致其尺寸收缩、力学性能降低、导热系数增加,更长时间工作容易产生裂纹、分层等问题.针对这些问题,提出了进一步研究的建议.本项研究对于发展成型工艺简单和成本低的冲压发动机燃烧室热防护结构具有重要的价值. 相似文献
832.
为降低航空发动机燃烧室扩压器的总压损失,提高其静压恢复系数和流动稳定性,设计了一种分配器式扩压器.采用计算流体动力学(CFD)方法.对矩形分配器式扩压器和环形分配器式扩压器进行了数值模拟,并将前者与试验结果进行对比,两者相互吻合,然后将此计算处理方法应用到环形分配器式扩压器中.研究结果表明:CFD软件能够准确地模拟矩形分配器式扩压器的内部流动,且准确度较高,数值模拟结果与试验结果偏差不大于±5%;环形分配器式扩压器具有优良的减速增压功能.在燃烧室进口Ma数高达0.36时,设计的环形分配器式扩压器的总压损失仅为2.89%,静压恢复系数为0.647;Ma数为0.42时,总压损失和静压恢复系数分别为4.12%和0.653,小于短突扩扩压器的总压损失.并且扩压器内均无流动分离.因此分配器式扩压器具有较大潜力,能够满足未来先进燃烧室的性能要求. 相似文献
833.
应用气动斜坡和燃气发生器的超燃燃烧室 总被引:2,自引:0,他引:2
为增强超声速燃烧过程中的燃料掺混,设计了一种被动式燃料掺混增强结构:气动斜坡/燃气发生器组合燃料喷注结构,并在直连式超燃试验台上对这种喷注结构进行了纹影、油流谱等冷试和热试试验.同时数值模拟了超声速流场中气动斜坡/燃气发生器组合结构的流动及燃烧特性.结果表明:气动斜坡/燃气发生器组合结构有助于燃料的掺混,掺混效率由单独气动斜坡喷注器情况下的60%提高到了75%;总压损失主要由壁面摩擦产生,气动斜坡和燃气发生器产生的总压损失相对较少;作为燃烧室点火器使用的燃气发生器起着点火和助燃的双重作用. 相似文献
834.
835.
836.
燃烧室故障导致涡轮叶片烧蚀的原因分析 总被引:1,自引:0,他引:1
通过对多起涡轮叶片烧蚀的故障发动机的分解、检查发现,虽然烧蚀的是涡轮叶片,但故障的根源却在于燃烧室。其中喷嘴积炭、燃油品质不良、气流结构异常等燃烧室部件故障是易造成涡轮叶片烧蚀的主要原因,针对这些故障原因,就日常维护、检查、使用等方面提出了预防措施。 相似文献
837.
航空发动机加力燃烧室技术及新颖结构方案 总被引:9,自引:1,他引:9
传统发动机加力燃烧室都采用V型火焰稳定器组织燃烧,自加力出现到第三代发动机,该方案一直得到了广泛应用。随着新一代歼击机性能指标的提高,发动机加力燃烧室需要新的突破才能满足更高推重比的要求。本文介绍了第三代、第四代发动机加力燃烧室的结构方案,并根据新一代加力燃烧室一体化设计思想,介绍了新颖加力燃烧室的结构方案。 相似文献
838.
高温空气燃烧技术作为一种全新的燃烧技术在国内外得到应用和发展,利用F luent软件对高温空气燃烧技术应用于某型航空发动机燃烧室进行数值模拟,并对数值模拟结果与传统燃烧技术进行分析对比。结果表明,该技术能够达到使火焰温度降低,出口温度场分布均匀,提高燃烧效率,节约燃料的综合效果。 相似文献
839.
QD128航改燃气轮机燃烧室数值模拟 总被引:6,自引:2,他引:6
应用计算流体动力学软件FLUENT,对QD128航改燃气轮机燃烧室进行了三维数值模拟计算分析。为了验证数值计算结果的合理性,首先,对以航空煤油为燃料的航机燃烧室进行了CFD数值模拟计算,并将采用3种湍流模型得到的CFD计算结果与航机燃烧室性能试验结果进行了对比,确定了适合燃烧室数值模拟计算的湍流模型Realizable k-ε;然后,采用Realizable k-ε湍流模型,对燃用天然气的QD128燃气轮机燃烧室进行了数值模拟计算,根据其计算结果,对QD128燃气轮机燃烧室出口温度场进行了优化,并对改进后的燃烧室进行了CFD计算,计算结果表明改进措施是有效的。 相似文献
840.
介绍三维进气道和超声速燃烧冲压式喷气发动机 (SCRAMJET)模型一项实验研究的结果。Scramjet模型由进气道和燃烧室组成 ,此模型组件的设计是为了研究流动结构以获得进气道的特性 ,以及研究燃烧室和进气道、燃料 (氢及碳氢燃料 )点火和燃烧的相互影响。这些试验是在下吹式风洞(M =2 ~ 6,Reunit=( 8~ 54) × 1 0 6)和热射式风洞 (M =6及 7 2 ,Reunit =( 1 0 ~ 32 )× 1 0 6,Tt =1 50 0 ~ 2 50 0K)中进行的。 相似文献