航空发动机燃烧室出口高温热电偶校准技术

在高温校准风洞上,对测量航空发动机燃烧室出口温度气冷式和非气冷式这两种形式的高温热电偶进行校准,确定了高温热电偶的辐射修正系数.校准实验结果表明:高温热电偶的辐射误差随气流速度和压力的增加而降低,而且气流温度与航空发动机机匣壁面温度的温差越大,辐射误差也越大.比较两种结构形式的高温热电偶,非冷却式高温热电偶的测量误差比气冷式高温热电偶的相对较小.      

三元乙丙橡胶薄膜黏接界面温度相关性力学性能

采用双悬臂夹层梁(DCSB)试件对三元乙丙橡胶(EPDM)薄膜黏接界面Ⅰ型断裂的温度相关性进行了研究;采用线弹性断裂力学(LEFM)方法获取了黏接界面断裂能,将其与单轴拉伸所得内聚强度作为双线性内聚力模型(CZM)参数,对不同温度条件下双悬臂夹层梁试件的Ⅰ型断裂行为进行了数值仿真.结果表明:仿真与实验曲线偏差较大,偏差出现的原因主要是未经修正的线弹性断裂力学方法所求断裂能存在较大的误差,需对其进行修正.调整模型参数使仿真曲线与实验曲线重合,获取了黏接界面的准确力学性能参数,采用此参数得到的仿真结果与实验结果具有较高的吻合度,证明了模型的可适用性.     

柔性热膜剪应力传感器水下测量温度修正

柔性热膜微传感器应用于流体壁面剪应力测量时,流体温度对传感器输出有很大影响,因此有必要对工作在非标定温度下的传感器输出信号进行修正补偿。重点研究了水下测量时传感器输出与水温的关系以及温度修正方法。通过分析传感器过热比和流体物理性质与温度的相关性,建立了流体温度与传感器过热比和标定系数的函数关系。在此基础上,提出了一种用于水下剪应力测量的温度修正方法,可以有效减小水温对传感器输出的影响。经实验验证,该方法可以使工作在25℃、28℃水温环境下的传感器输出值与其20℃标定值的相对误差从23．7％和37．1％回落到0．82％和0．83％。     

基于实测数据的舰载导弹固体火箭发动机环境温度方程的研究

为了有效解决目前舰载导弹固体火箭发动机缺乏适用的环境温度方程问题,从而为舰载导弹固体火箭发动机的应力应变计算、累积损伤分析、寿命评估、可靠性分析、药柱结构完整性分析等提供所需的环境温度数据,文章利用温度测量装置采集了舰载导弹固体火箭发动机舰面值班时的环境温度数据,通过对实测环境温度数据的分析研究,找出了该环境温度的变化规律和特点,并以此为基础提出了一种适合舰载导弹固体火箭发动机的环境温度方程。     

亚/超声速楔状流层流边界层速度与温度相似解及拟合解

利用相似变换获得了楔状流层流边界层无量纲流函数的3阶非线性常微分方程,用Runge-Kutta法求解微分方程获得了不同楔形角楔状流层流边界层无量纲速度随相似变量的变化曲线;推导了亚声速和超声速楔状流层流边界层无量纲温度关于相似变量的2阶线性齐次和非齐次微分方程,获得了温度分布的通解,恒壁温条件下亚声速楔状流和绝热壁面条件下超声速楔状流层流边界层无量纲温度解析解及指数函数形式的拟合解.以楔形角为0为例利用相似变换研究了超声速条件下气体压缩性及黏度随温度变化等因素对层流边界层速度与温度的影响,得出不可压缩常物性与可压缩变物性条件下无量纲速度相对误差绝对值小于9.8%的结论.研究表明:Pr越大贴近壁面处无量纲温度变化越剧烈;超声速条件下壁温低于绝热壁温时黏性耗散作用可以使层流边界层气体温度从壁面到主流间出现先升高后降低的变化.      

脉冲爆震发动机爆震管壁换热及冷却的实验

利用Pt100热电阻对脉冲爆震发动机(PDE)在有、无水冷状态下爆震管壁沿轴向的温度分布进行了实验研究.实验结果发现爆震管同一轴向位置处,爆震外管壁温度随爆震频率的增加而增加.同一爆震频率时,距推力壁位置越远,爆震外管壁温度相对越高.向爆震管换热系统中通入冷却水之后,爆震外管壁温度有明显的降低,并且爆震外管壁温度梯度也有一定的下降,20Hz时加水冷之后,PDE工作16s时,爆震外管壁温度最高可降低106.5℃.      

三旋流器加装外套环对燃烧性能的影响

对带有两种不同头部结构（基准型为方案1,头部加装外套环为方案2）的三旋流单头部燃烧室进行了研究,对有两种头部结构的燃烧室进行了流场和燃烧场的数值模拟,在相同的进口试验条件下,用燃气分析法和15点测温耙分别测量了两种头部的燃烧效率、出口冒烟数和出口温度场.结果表明:三旋流器的燃烧效率超过了99.7%,加装外套环后其流场、温度场分布均较基准型有所改善,回流区更加饱满,油气混合和燃油雾化效果增强,出口温度分布系数（OTDF）和出口冒烟数分别降低了36%和25%.      

主燃级喷嘴和燃油分级后雾化特性实验研究(“两机”专刊)

为优化高温升主燃烧室燃烧性能,对三级旋流主燃烧室开展雾化特性试验研究。预燃级喷嘴采用离心喷嘴压力雾化和气动雾化相结合,主燃级采用预膜式气动雾化。试验采用相位多普勒粒子分析仪对主预燃级喷嘴和燃油分级后的雾化特性进行研究,对比分析了不同头部压降和燃油流量在不同轴向截面和径向位置的液滴粒径分布,并利用高速摄像对不同工况下的喷雾形态进行了记录。试验结果表明：主燃级油雾粒径为50~80μm,气液比达到3.5即可达到良好的雾化水平。随着轴向距离延长,喷雾粒径变大,喷雾浓度变得均匀。燃油分级比增加可降低整体粒径约10μm,且主要影响中心区域,对雾锥外侧粒径影响不大。     

温度冲击下变截面圆孔装药的热力耦合分析

为研究温度冲击载荷对某改性双基推进剂装药结构完整性的影响,基于热力耦合基本理论,开展了不同温度下改性双基推进剂力学松弛试验,得到了不同温度下松弛模量的6阶Prony级数及以293.15 K为参考温度的时温等效W.L.F(Williams-Landel-Ferry)方程。利用Ansys有限元软件对由333.15 K降低至218.15 K的温度冲击条件下装药结构完整性进行分析,结果表明:装药的温度和应变在温度冲击前期变化较剧烈,至12 000 s时基本达到平衡,装药前端面两个拐角处在温度冲击前期发生破坏;为验证仿真计算结果,开展了由333.15 K降低至218.15 K的温度冲击试验。在温度冲击过程中,药柱沿轴向和径向出现裂纹,起裂点为推进剂装药前端两个拐角。温度冲击试验结果验证了仿真计算的准确性,说明该计算过程可用于装药结构完整性分析。      

某型涡轴发动机高低温起动性能试验与分析

开展了采用RP-3燃油和RP-5燃油的涡轴发动机高低温起动性能对比试验。分析了不同环境温度下转子的阻力矩和电动机扭矩的变化规律,指出了当前计算方法的局限性;对比了环境温度、燃油种类、燃油流量对发动机起动性能的影响,摸索出了该型发动机低温起动极限温度。试验结果表明:随着温度降低,滑油黏度增大,转子阻力矩增大,发动机带转转速和转子自转时间显著降低;在极限低温条件下,两种燃油对涡轴发动机起动性能影响非常大,而在高温条件下,采用上述两种燃油,发动机起动性能基本一致;该型发动机采用RP-3燃油能在-40 ℃环境下成功起动,而采用RP-5燃油,经过调油等措施最终只能在-20 ℃环境下成功起动;在一定范围内,增加燃油流量,能改善发动机采用RP-5燃油的起动能力。研究结论为同类发动机高低温试验提供了参考。