飞机燃油箱系统关键设计构型控制研究

飞机燃油箱系统关键设计构型控制限制是适航限制项目的组成部分,是一种强制性适航维修项目。分析和研究了确定关键设计构型控制的方法和要求。     

周期性供油气助雾化直喷喷嘴雾化特性试验

对一种典型的周期性供油气助雾化直喷喷嘴的雾化特性进行试验研究,分析总结了喷油脉宽、间隔时间、喷气脉宽以及空气压力对雾化性能的影响规律.试验中使用RP-3航空煤油作用工质,使用压缩空气作为介质;用激光粒度分析仪对油雾场进行测量并进行处理分析;喷油脉宽与喷气脉宽变化范围为2～8ms,间隔时间为-2～5ms,空气压力为0.1～0.65MPa.研究结果表明:随着气油比的增加,索太尔平均直径减小,均匀程度增加,雾化性能提高;增加空气压力,可以使空气密度增加,加大空气与燃油的气动作用力,有利于雾化性能的提高;增加间隔时间也可使雾化性能有小幅度的提升;在较大的平均粒径下,更加分散的粒径分布仍然可以具有较大的均匀度分布指数.对试验数据进行分析,在较高空气压力下,得到了该周期性供油气助雾化直喷喷嘴的平均粒径的经验计算模型.      

斜向环形激波聚焦诱导直接起爆的大涡模拟

基于大涡模拟(LES)数值方法,利用基元反应模型对斜向环形激波聚焦诱爆氢气-空气可燃混合气直接起爆进行了详细的数值模拟.研究结果表明:在进气马赫数为2.5的条件下,斜向环形激波聚焦产生的高能区可以在可燃气体中实现直接起爆形成爆震波,并且燃料能够高效完全反应;而垂直环形激波则没能诱导出爆震燃烧过程.可见,斜向环形入射比垂直环形入射更加有利于燃料混合气聚焦诱导起爆成爆震燃烧.      

2.4m×2.4m引射式跨声速风洞

正在兴建的2.4m风洞是一座增压回流引射式跨声速风洞。试验段截面尺寸2.4m×2.4m，M＝0．5（0．3）～1．2，1．4（1．8），工作压力最高可达4．5×105Pa。风洞由多喷嘴中压气体引射器驱动。稳定段工作压力由位于风洞主排气系统中的四个主排气阀控制。气流M数分别由栅指或驻室抽气系统控制。精度可达△M=0.002。吹风耗气量仅为相同尺寸的下吹式风洞的1／4。该风洞是发展我国载人飞船、新型歼击机及大型运输机等航空航天飞行器必不可少的重要配套试验设备。本文对风洞总体性能及技术方案的构思和风洞设计特点等方面内容作概要论述。     

涡轮与冲压组合动力高温进气预冷特性

针对涡轮基冲压组合循环发动机中高温进气影响涡轮发动机性能的问题,开展实际某高空模拟试验进气预冷段的数值分析.基于欧拉-拉格朗日多相流方法解析气液两相热质传输过程,探索射流冷却对不同高空高马赫数进气条件时预冷段内温度和压力的沿程变化规律.结果表明,射流冷却对流场具有明显地温降效果.带有射流装置的预冷段内流动损失是以由黏性...     

旋转爆震冲压发动机总体性能分析

为了快速可靠地评估旋转爆震冲压发动机的总体性能,针对冲压模态下的旋转爆震发动机建立了性能分析模型。模型以飞行条件和冲压发动机关键几何参数作为输入参数,结合气体动力学和C-J爆震理论,获得旋转爆震燃烧室的流场参数分布以及发动机喷管排气参数,输出发动机推力以及燃料比冲,建立了基于连续旋转爆震的冲压发动机性能评估方法。模型参与反应的燃料和氧化剂分别为煤油以及空气,主要研究了燃料温度、喷管喉部面积、燃烧室环面面积、反应物当量比、飞行马赫数以及飞行高度对发动机燃料比冲、推力的影响趋势。研究结果表明,控制其它变量不变,发动机推力与燃料比冲随燃料温度上升而提高;随喷管喉部面积、燃烧室环面面积减小而增大;随飞行高度增加而降低;燃料比冲随当量比、马赫数增大而减小,而推力随当量比、马赫数增大而增大。在高度为25 km、马赫数为4、当量比为0.6的工况下,发动机燃料比冲可达到1 740 s。分析结果表明,模型计算方法可靠,可快速计算出旋转爆震冲压发动机的推力性能,为旋转爆震冲压发动机的设计提供可靠参考。     

主燃级喷点数目对回流燃烧室的影响研究

为了研究主燃级周向燃油喷点数目对回流燃烧室NOx排放的影响,采用数值模拟方法对一种带有主燃级多点燃油直接喷射,贫油预混预蒸发头部的回流燃烧室流场进行研究,分析了回流燃烧室的冷态及热态流场特征和主燃级周向燃油喷点数目对NOx排放特性的影响。结果表明：（1）主燃级喷点数目对速度场的影响主要集中在主燃级出口下游,对预燃级出口速度场影响较小;（2）随周向喷点数目增加,油气掺混效果改善,高温区收缩,NOx排放量降低;（3）NOx质量分数分布受速度场和温度场耦合影响,主要集中于预燃级下游的高温低速回流区内。     

航空涡轮发动机射流预冷技术研究

利用雾化蒸发的高效冷却技术,可以将高温进气降低到发动机材料允许的工作温度。针对射流预冷涡轮基冲压组合循环发动机,对比分析了国内外已有射流预冷技术的进展,详细介绍了射流预冷发动机的理论和试验验证情况,总结了射流预冷对航空涡轮发动机性能的影响,针对射流装置和喷水/液氧降温效果进行研究和验证。国内外已有研究表明,依靠射流预冷技术不会对发动机性能产生太大的不利影响,具有技术成型快、成本低,有效地扩展飞行包线,不受飞行高度和马赫数限制等优势。射流预冷技术可以解决涡轮发动机与冲压发动机在模态转换过程的"推力鸿沟"问题,具有潜在的技术优势,值得引起关注并开展进一步的深入研究。     

端壁吸/吹气对超声速压气机叶栅流场影响机理的对比研究

附面层吸/吹气是抑制流动分离、提高压气机叶片负荷的有效技术途径。针对超声速压气机叶栅内激波诱导的角区分离,分别采用多种不同的端壁吸/吹气方案对其进行流动控制,旨在探索端壁吸/吹气对激波干涉下角区分离的控制机理,并对比分析端壁吸/吹气对超声速压气机叶栅角区分离的控制效果。结果表明:在激波/端壁附面层干涉下,该超声速压气机叶栅内存在大范围的激波诱导角区分离,角区分离使得该超声速叶栅存在强三维效应,二维叶栅中的单正激波变为"斜激波+正激波"结构,叶中吸力面尾缘开式分离变为闭式分离;端壁吸气可有效抑制该超声速叶栅的角区分离,吸气后近端壁区损失系数大幅降低,最优端壁吸气缝方案的起始点与亚声速压气机叶栅相同,但端壁吸气后叶中的双激波结构变为单正激波结构,叶中流动分离增大;端壁吹气也可有效抑制角区分离,其控制效果略优于端壁吸气,其原因是吹气缝处的静压高于吸气缝,对激波的增强作用弱于端壁吸气;与端壁吸气方案不同的是,最优端壁吹气缝方案的起始点位于叶片前缘。     

涡轮基组合循环发动机燃油系统流动传热耦合仿真软件开发

为避免燃油系统温度压力过高造成燃油系统故障,针对涡轮基组合循环发动机燃油系统流动传热特性进行了联合仿真软件开发研究.根据燃油系统的工作原理、流动传热机理,建立了燃油系统各个元组件的Flowmaster数学模型,采用Visual Basic(VB)语言基于Microsoft Visual Studio(VS)软件平台二次...