SMC模式下RBCC发动机4Ma工况性能仿真

为研究SMC模式下火箭混合比对RBCC发动机性能的影响规律,完成了氢/氧火箭推力室中心布局、二元定几何结构模型发动机飞行马赫数Ma0=4、高度H=17 km弹道点流场仿真,获得了不同火箭混合比(MR=2、3、4、5、6、8)及燃烧室长度的推力、比冲性能.研究表明:在火箭燃气富燃条件下(MR<8),产生了正的火箭推力增益...     

燃烧室声载荷时域信号预测自回归模型—时域Monte Carlo法预测结构声疲劳

利用航空发动机燃烧室噪声测试数据,采用时间序列自回归滑动平均分析方法建立了燃烧室噪声及动压预测模型ARMA(17,16),并用其对噪声时间历程进行了最佳预测.     

航空发动机主燃烧室火焰筒壁冷却的研究

概述了近年来国内外航空发动机燃烧室冷却方式的发展。重点论述了火焰筒壁温预测方法、三维壁温数值计算的控制方程、贴体正交网格和壁面函数的应用、计算辐射热流的蒙特卡罗法、三维计算域处理技术以及有高温涂层的壁温计算。调研表明,壁温预测技术对于未来高温升燃烧室设计而言,是有效、经济和实用的方法,对提高燃烧室寿命、飞行安全性具有重要意义。     

航空发动机等离子流点火技术探讨

等离子流点火是当今世界上行之有效的一种先进的点火方式,是航空航天以及劣质难燃烧燃料领域极有前途的点火技术之一。对该技术的机理及其发展现状做了简单的描述,并从情报信息角度对其在航空发动机领域的应用进行了探讨。     

一种应用于不规则平面域的网格生成技术

建立了一种关于由四条不规则边界线封闭的平面区域的通用网络生成数值的方法。生成了某型小涡扇发动机环形燃烧室的平面网络,应用在该燃烧室的ＣＦＤ计算中。实践证明该方法简单,计算快速、准确,在由复杂形状边界组成的喷气发动机燃烧室流场计算中具有重要的应用价值。     

超声速燃烧室流场的数值模拟研究

用二维Ｎ－Ｓ方程的数值计算方法,模拟了超声速燃烧室内流场结构和性能。当量油气比φ＝０．３５和φ＝０．４６,燃烧室由扩张段和等截面段组成。在给定的进口状态下,计算结果与实验数据的比较表明,壁面压力和总压恢复系数相当符合。对计算的燃烧效率低于实验数据的原因进行了分析,对双模态超声燃烧室设计提出了改进的意见。     

固体火箭冲压发动机燃烧室热防护层烧蚀计算

为了研究冲压发动机燃烧室的热防护性能，用类比法计算了整体式固体火箭冲压发动机燃烧室壁面的烧蚀，其中考虑了热解气流对烧蚀的影响，并将国外有关固体火箭发动机喷管烧蚀计算时所用经验参数（指前因子）通过换算转换到冲压发动机燃烧室烧蚀计算中，计算结果符合物理规律，并与试验结果符合较好，该项研究为冲压发动机燃烧室热防护层的设计提供了有效的分析手段。     

低压条件下复合式多级旋流杯燃烧室燃烧效率研究

对低压(常压或低于常压)条件下航空发动机燃烧室的燃烧效率作了初步的研究,主要目的是研究复合式多级旋流杯燃烧室燃烧效率的改进。复合式多级旋流杯组织方案由离心雾化和旋流杯空气雾化组成,采用双油路,副油路为小流量离心喷嘴,主油路为直射式喷嘴匹配空气雾化,头部采用三级涡流器组织燃烧。燃油采用RP-3航空煤油。使用单头部燃烧室为试验件,在常压和低压状态下,模拟燃烧室进口速度和总油气比。燃烧效率采用燃气分析法,用效率分析仪进行测量。研究结果表明,复合式多级漩流杯燃烧组织方案能改善低压下的燃烧,提高燃烧效率。      

燃气轮机环形燃烧室燃烧流动的数值研究

由于燃气轮机燃烧室内复杂的物理化学变化，利用数学模拟的方法来研究，对减小燃烧室研制费用，缩短研制周期具有重要意义。对QD128型燃气轮机燃烧室燃烧天然气进行了数值模拟，在模拟过程中采用了雷诺应力模型、EBU—Arrheniue湍流燃烧模型和六通量辐射模型来描述其燃烧流动过程，运用FLUENT软件求解了三维流场和温场分布。计算结果能够很好地反映环形燃烧室燃烧流动特点，对预测环形燃烧室内的燃烧流动有一定参考价值。     

环形燃烧室出口径向温度分布系数预估

分析了影响环形燃烧室出口径向温度分布系数的主要因素,建立了预估模型,发展了半经验半分析计算方法,预估值和试验结果相吻合。应用于燃烧室技术设计阶段,一方面可由壁面冷却系统设计的冷却空气量预估出口径向温度分布系数;另一方面可从满足径向温度分布系数的角度确定壁面冷却空气量。