化学反应动力学对超声速燃烧的影响

非平衡化学反应是超声速燃烧中非常重要的过程,其反应动力学模拟直接影响其内部温度分布。针对某支板氢燃料超声速燃烧室,分别采用了单步化学反应动力学、7组分8步反应和9组分19步反应动力学模型,对比了燃烧反应速率、内部温度场和速度场的分布。结果表明,采用详细化学反应动力学,燃烧热释放缓慢,在流场中下游自由基参与反应,其温度场与试验值吻合更好。     

扩压器真空钎焊工艺

某型号扩压器由盖板和带有若干叶片的底座组成,由于叶片与盖板连接处的钎焊面为曲面,焊缝间隙很难控制,导致产品因流道高度超差或出现焊缝缺陷而报废.因此,保证叶片处焊缝质量和流道高度尺寸成为该产品的工艺难点.对模拟试件和扩压器产品进行了焊接工艺研究,通过数控加工结合叶型精磨技术加工,保证配合间隙,有效控制装配质量,并配合合理的焊接工艺参数和配重工装,获得了合格的真空钎焊扩压器产品.     

突扩间隙比对单通道扩压器内流动力特性影响的试验研究

为了研究突扩间隙比与扩压器内流动力特性的影响关系,采用水流模拟流动显示及PIV(Particle Image Velocimetry)流场测速试验方法,对不同突扩间隙比的内流瞬态流场、时均流场、雷诺切应力等关键流场信息所表征的扩压器内流动力特性进行了研究。结果表明:突扩间隙比为1.6～1.7时,静压恢复系数与总压损失系数比值达到最大,此时扩压性能最优;扩压器突扩间隙比为1.64时,主流从前置扩压器流出时由于强剪切作用卷起扩散涡,为维持突扩区域空间内流动稳定性,进而诱导出消耗涡;总压损失变化是突扩区消耗涡、回流扰动及火焰筒前缘背压反流共同作用的结果,雷诺切应力与总压损失系数成正比;扩压器出口速度分布对于突扩间隙比变化的不敏感性体现出较好的内流流动稳定性。     

非对称端壁造型对离心压气机性能的影响

非对称端壁造型应用在轴流压气机和涡轮中具有较好的提高效率的作用。为了探究非对称端壁造型对离心压气机性能的影响,借鉴非对称端壁造型在轴流压气机中的设计经验,借助Autoblade和CFX商用软件,设计了四种非对称端壁造型结构,并对带叶片式扩压器的离心压气机展开数值计算研究。研究发现,与原型压气机相比,采用压力面附近为凸曲率形状、吸力面附近为凹曲率形状的非对称端壁造型结构PEW1_10%(profiled end wall 1_10%)可以在保证全工况效率不降低的情况下,使离心压气机的性能曲线向小流量和大流量均有拓展,稳定工作范围扩大11.8%。通过分析流场发现,在近喘振工况,非对称端壁造型PEW1_10%使扩压器通道内流量重新分配,吸力面附近径向速度增大,低能流体减少,改善了扩压器通道的流动状况,进而推迟喘振的发生。     

离心压气机不稳定流动的时频特征分析

离心压气机失稳过程是一个非常复杂的动态过程,提高离心压气机运行的可靠性需要准确获取失稳过程的时频特征。针对带无叶扩压器的高速离心压气机失稳过程中叶轮出口的动态压力数据,采用时空本征模态分解(STIMD)算法和经验模态分解(EMD)算法进行分解,得到了多个本征模态函数(IMF),并结合Hilbert变换对不稳定流动的动态特征进行分析。结果表明,STIMD算法得到了深喘和浅喘的时频信息,观察到了频率在150 Hz附近持续波动的失速现象,并捕捉到了浅喘先兆的频率曲线由抖动向恒定的过渡过程。STIMD算法改善了EMD的模态混叠问题,为压气机失稳分析提供了一种工具。     

国外第二代超音速民用运输机（SST）发动机的研究

主要叙述了国外第二代超音速民用运输机(SST)发动机的主要要求、研究特点;着重介绍了美国“高速民用运输机”(HSCT)、英国“先进超音速运输机”(AST),法国“未来超音速运输机”(ASTF),日本“高超音速运输机”(HST)等国家第二代SST发动机的研究情况以及在燃烧室、尾喷管、进气道和高温材料等关键技术方面的研究成果。     

不同冲角下弯叶片扩压叶栅壁面静压的实验研究

研究了不同冲角下直叶栅、正倾斜叶栅和正弯曲叶栅的端壁和叶片表面静压分布, 结合叶栅出口流场的测量结果, 分析了叶片弯曲后壁面静压在不同冲角下的分布特性和叶片负荷的变化情况。结果表明, 叶片弯曲后可有效控制叶栅内壁面静压的分布, 抑制根区二次流发展, 提高叶片负荷, 正冲角时正弯曲叶栅出口能量损失降低。      

第四代歼击机发动机加力燃烧室的技术特点

本文着重介绍了第四代歼击机发动机加力燃烧室的发展,内容包括对最高加力温度、组织燃烧和进气方案等的分析与研究。鉴于第四代歼击机发动机发展的需要,加力燃烧室已由单一功能发展成具有多种功能,采用了许多新技术。文中介绍了包括红外隐身、超音速巡航和推力矢量等新技术,还介绍了金属间化合物如Ni_3Al,Ti_3Al等新材料和新工艺。最后作者提出了八项建议。     

单板环形分配器式扩压器性能的进一步研究

研究了随着燃烧室进口马赫数不断提高时单板环形分配器式扩压器的总压损失、静压恢复和扩压器流态问题。采用计算流体力学(CFD)方法,对矩形分配器式扩压器进行数值模拟,将其结果与矩形分配器式扩压器试验结果对比,得出边界条件设置方法,对单板环形分配器式扩压器进行了数值模拟。燃烧室进口马赫数从0.291增加到0.420。结果表明:矩形分配器式扩压器的数值模拟结果与试验结果较为吻合,误差在±5%之内;随着燃烧室进口马赫数的不断提高,单板环形分配器式扩压器的性能下降。在马赫数高达0.420时,单板环形分配器式扩压器内流动没有分离,静压恢复为0.870,总压损失为1.346%,表明其性能比短突扩扩压器的性能好,在一定程度上能够满足下一代先进燃气轮机燃烧室对扩压器的要求。     

Research of low boom and low drag supersonic aircraft design

Sonic boom reduction will be an issue of utmost importance in future supersonic transport, due to strong regulations on acoustic nuisance. The paper describes a new multi-objective optimization method for supersonic aircraft design. The method is developed by coupling Seebass–George–Darden(SGD) inverse design method and multi-objective genetic algorithm.Based on the method, different codes are developed. Using a computational architecture, a conceptual supersonic aircraft design environment(CSADE) is constructed. The architecture of CSADE includes inner optimization level and out optimization level. The low boom configuration is generated in inner optimization level by matching the target equivalent area distribution and actual equivalent area distribution. And low boom/low drag configuration is generated in outer optimization level by using NSGA-II multi-objective genetic algorithm to optimize the control parameters of SGD method and aircraft shape. Two objective functions, low sonic boom and low wave drag, are considered in CSADE. Physically reasonable Pareto solutions are obtained from the present optimization. Some supersonic aircraft configurations are selected from Pareto front and the optimization results indicate that the swept forward wing configuration has benefits in both sonic boom reduction and wave drag reduction. The results are validated by using computational fluid dynamics(CFD) analysis.