Effect of turbulence models on predicting convective heat transfer to hydrocarbon fuel at supercritical pressure

A variety of turbulence models were used to perform numerical simulations of heat transfer for hydrocarbon fuel flowing upward and downward through uniformly heated vertical pipes at supercritical pressure. Inlet temperatures varied from 373 K to 663 K, with heat flux rang-ing from 300 kW/m2 to 550 kW/m2. Comparative analyses between predicted and experimental results were used to evaluate the ability of turbulence models to respond to variable thermophys-ical properties of hydrocarbon fuel at supercritical pressure. It was found that the prediction per-formance of turbulence models is mainly determined by the damping function, which enables them to respond differently to local flow conditions. Although prediction accuracy for experimental results varied from condition to condition, the shear stress transport (SST) and launder and sharma models performed better than all other models used in the study. For very small buoyancy-influenced runs, the thermal-induced acceleration due to variations in density lead to the impairment of heat transfer occurring in the vicinity of pseudo-critical points, and heat transfer was enhanced at higher temperatures through the combined action of four thermophysical properties: density, viscosity, thermal conductivity and specific heat. For very large buoyancy-influenced runs, the thermal-induced acceleration effect was over predicted by the LS and AB models.     

民机复合材料油箱维护口盖研究

复合材料作为一种优良的航空材料,具有比强度高、比刚度大,材料力学性能可设计等优点。复合材料油箱结构因制造性和维护性要求需要开维护孔,需要安装合适的油箱口盖结构。通过中央翼复合材料油箱口盖设计并开展制造工艺研究,对民用飞机复合材料油箱口盖结构设计提供技术支持。     

基于BP神经网络的飞机油耗与轨迹匹配模型研究

研究了基于与QAR记录相匹配的飞行轨迹数据建立的BP神经网络油耗模型,利用飞行轨迹数据输入模型求得油耗估算值,通过与QAR真实燃油数据对比,进行模拟分析.以某些航班的雷达记录数据为例进行油耗计算,结果表明本实验模型在燃油方面的估算误差不超过2％,满足空管方面对燃油消耗的计算.研究结果可以用于定量分析空管运行对民航节能减排的影响,从而在确保飞行安全、管制容量的前提下更好地兼顾绿色运行的要求,提升空中交通运行质量.     

来流条件对SFRJ燃速及自持燃烧性能的影响

为了研究来流条件对固体燃料燃速以及自持燃烧性能的影响规律,采用3阶单调迎风格式(MUSCL)重构方法,AUSMPW⁺通量分裂格式,k-w剪切应力输运(SST)湍流模型,7组分3反应有限速率化学反应模型以及2阶矩湍流燃烧模型,编制了二维轴对称湍流燃烧仿真程序。仿真结果显示:来流质量流率和总温的增加会提高燃速,温度和质量通量的影响指数大约为0.95~1.00和0.67;来流条件影响燃速的主要机理是壁面附近温度和湍流黏性的变化,其中湍流黏性是主要影响因素;随着质量流率的增加,特征速度逐渐降低,当入口马赫数接近1时,特征速度大约为850 m/s,固体燃料将无法自持燃烧。     

Effect of mixing section configurations on combustion efflciency of Mg-CO2 Martian ramjet

Experiments were conducted to determine the effects of the mixing section configurations on the Mg-CO₂ Martian ramjet combustion efficiency. It was carried out at a mainstream mass flow rate of 110 g/s and a temperature of 810 K. The chamber pressure was measured under different configurations and Oxidizer to Fuel(O/F) ratios. Results showed that the engine achieved self-sustaining combustion and worked stably during experiments. The pre-combustion chamber is needed to increase the co...     

低压涡轮导向器开度对变循环发动机的影响

建立了变循环发动机整机模型并对可变几何低压涡轮特性进行修正，研究了低压涡轮导叶开度从-6°～6°时对各部件以及发动机整体性能的影响。结果表明：随低压涡轮导向器角度变大，低压涡轮进口折合流量增大，不论低压涡轮导向器开大或关小，高、低涡轮效率均下降；随导叶开度增大，高压涡轮膨胀比增大，高压轴功率增大，高压压气机（High pressure compressor,HPC）与核心机驱动风扇级（Core driven fan stage,CDFS）压比增大；双外涵模式下涡轮导叶角度为0°时单位推力最大，单外涵模式下涡轮角度为-1°时单位推力最大。     

含铝固体燃料冲压发动机工作性能分析

为探究含铝固体燃料冲压发动机的燃烧特性和工作性能，基于纳米铝颗粒和端羟基聚丁二烯（HTPB）的混合固体燃料，采用雷诺转捩模型、颗粒表面反应模型和涡概念耗散模型，建立了二维两相湍流燃烧模型；数值计算分析了含铝固体燃料冲压发动机内流场，以及不同含铝质量分数和粒径下的燃面退移速率、推力与比冲。结果表明：发动机的进气条件对颗粒相的燃烧与运动起主导作用；与纯HTPB推进剂相比，添加质量分数为5%的铝颗粒能够提高补燃室压强和温度，增大燃烧室内高温区面积，可使推进剂平均燃面退移速率提高18.53%，发动机推力提高21.37%，密度比冲提高2.38%，适当增加铝颗粒含量或减小粒径，对提高推进剂燃面退移速率、发动机推力和密度比冲具有积极作用。     

航空发动机燃油系统附件抗污染途径及技术对策

燃油污染已成为航空发动机设计不容忽视的重要课题。介绍和分析了航空发动机燃油系统附件污染源、污染物产生的途径和失效模式;从设计、加工和使用维拶方面,采取了相应抗污染措施和技术,有效降低了燃油系统附件的污染程度,确保了发矧机运行安全、可靠。     

某型燃气轮机燃油及叶片角控制系统方案与仿真

提出了某型燃气轮机燃油及叶片角控制系统方案,阐述了其工作原理,建立了其仿真模型,并进行了对其动态特性的仿真研究。仿真结果表明,该系统方案设计合理,可以满足某型燃气轮机台架试车使用要求。     

基于边界层燃烧方法的宽速域飞行器内流道减阻研究

为了降低宽速域飞行器的内流阻力，基于边界层燃烧方法，分析了系列进口马赫数条件下二维扩散段总阻力中摩阻和压阻的特性，研究了不同进口马赫数下摩阻和压阻分量对总减阻的贡献、燃烧影响区域和壁面热流密度，探讨了喷射参数对减阻效果的影响，探索了边界层燃烧方法在典型混压式进气道中的减阻应用。结果表明，随着进口马赫数的增加，总阻力中摩阻分量随之增加；边界层燃烧对摩阻和压阻减阻的机理有所不同，壁面附近流场特性变化使得摩擦系数减小，燃烧局部增压对壁面产生的增推效果使得压力系数减小；从总内阻减阻百分比看，在相同燃料/空气当量比下，低马赫数工况下边界层燃烧减阻效果不如高马赫数工况，且在低马赫数工况下，喷嘴附近壁面热流密度会显著增加；在本文所研究的参数范围内，摩阻和压阻对当量油气比更为敏感，而对喷射方向和喷射速度不敏感。