超燃冲压发动机多凹腔串联燃烧室阻力研究

在直连式试验台上,采用等截面燃烧室对多个凹腔同侧串联布置的燃烧室的阻力进行了试验研究。分析了凹腔深度分别为10、15和20mm,凹腔长深比分别为5和7的不同凹腔组合、凹腔顺序、凹腔距离和凹腔数目在不同燃料当量比下的燃烧室内阻。研究结果表明,在同一燃料当量比下,燃烧室内串联凹腔数目越多,阻力越大,单个阻力较大的凹腔组合后总阻力较大;燃料喷射方式和当量比对燃烧室阻力变化规律影响较大,在小当量比时氢气燃烧放热将可能增加燃烧室内阻;相同当量比和燃料喷射方式下,氢气比煤油燃烧时阻力大;在合适的当量比和燃料喷射方式下煤油燃烧时组合凹腔可能产生正推力。     

三级旋流器的设计及其流场模拟

利用UG软件建立三级旋流器模型燃烧室的几何模型,采用四面体非结构网格划分方法,生成网格计算模型,应用Realizable k-ε湍流模型对该模型燃烧室的冷态流场进行数值模拟。研究结果表明：与旋流器其它参数相比,各级旋流器之间的流量分配对三级旋流器的流场特性（如回流区范围和中心速度分布）有较大的影响。深化了对三级旋流器各种设计参数的认识,有助于实现三级旋流器的进一步优化设计。     

火焰筒结构局部热屈曲分析方法

根据局部热屈曲的失效机理,考虑局部温度和压应力水平两个热屈曲主要因素,从以应力函数和挠度函数为变量的受热板控制方程出发,推导出薄壁结构热屈曲失稳边界的判据表达式.依据确定的热载荷和设计的压力载荷,确定火焰筒结构的局部热屈曲危险部位,并将子模型技术引入到热屈曲分析中,确定危险部位的临界温度和临界压应力,以此对火焰筒结构进行局部热屈曲判别.通过工程实例的初步验证,计算与试验结果吻合良好,对火焰筒结构设计具有重要的工程应用价值.     

超燃冲压发动机磁控进气道设计影响因素分析

阐述了磁控进气道的基本原理,建立了一维数学模型。对磁控进气道设计影响因素磁感应强度、负载系数和通道截面积变化率进行了特性分析,得到磁控进气道出口参数随设计参数的变化规律,为磁控进气道设计提供了依据。给出了一组磁控进气道设计参数,仿真结果表明采用磁控进气道技术可以有效地调节燃烧室进口来流状态,提高比冲,拓宽飞行马赫数范围。      

超燃冲压发动机燃烧效率测量方法简介

在进行超燃冲压发动机燃烧室性能评估时,燃烧效率是一个非常重要的指标.然而由于燃烧室内高温、高速等复杂条件的影响,很难对燃烧效率进行直接的确定.对常见的气体采样法、红外线法、体积热量法、推力测量法和冲量函数法等基于试验测量的超燃冲压发动机燃烧效率确定方法进行了详细介绍,并对各自的特点进行了对比分析,供进行燃烧效率测量试验参考.     

旋流器结构对贫油直喷燃烧室的性能影响

针对单元贫油直喷(LDI)喷嘴的旋流器设计问题,实验研究了旋流器结构变化(改变旋流器级数、双旋流器旋向及混合段收缩角等)对燃烧室总压损失、燃烧效率以及污染物排放等性能的影响规律.结果表明:旋流器结构变化对燃烧室性能有很大影响.同向双旋流燃烧室总压损失大于与之相同计算旋流数的单级旋流燃烧室,反向双旋流燃烧室总压损失略低于同向双旋流燃烧室,燃烧室总压损失随收缩角增大而呈增大趋势.相较单级旋流燃烧室和同向双旋流燃烧室,反向双旋流燃烧室在不同贫油气比工况下均具有更高的燃烧效率和更低的污染物排放.另外,燃烧效率及污染物排放受收缩角的影响.最佳收缩角角度的选取需要综合权衡总压损失、燃烧效率及污染物排放水平.     

Simplified procedure for controlling pressure distribution of a scramjet combustor

Scramjet engines are used at extreme temperatures and velocity. New control problems involving distributed parameter control have been found concerning investigations of the control of scramjet engines whose physical states are spatially interacted. Succeeding the existing theoretical studies on the distributed parameter control for scramjet engines, this paper puts forward a simplified distributed parameter control approach for scramjet engines aimed at engineering application. The simplified control procedure uses the classical proportional-integral（PI） compensation to control the target pressure distribution of scramjet engines, which is effective and applicable for practical implements. Simulation results show the validation of the simplified distributed parameter control procedure.     

Effect of dilution holes on the performance of a triple swirler combustor

A triple swirler combustor is considered to be a promising solution for future high temperature rise combustors. The present paper aims to study dilution holes including primary dilution holes and secondary dilution holes on the performance of a triple swirler combustor. Experimental investigations are conducted at different inlet airflow velocities(40–70 m/s) and combustor overall fuel–air ratio with fixed inlet airflow temperature(473 K) and atmospheric pressure. The experimental results show that the ignition is very difficult with specific performance of high ignition fuel–air ratio when the primary dilution holes are located 0.6H(where H is the liner dome height)downstream the dome, while the other four cases have almost the same ignition performance. The position of primary dilution holes has an effect on lean blowout stability and has a large influence on combustion efficiency. The combustion efficiency is the highest when the primary dilution holes are placed 0.9H downstream the dome among the five different locations.For the secondary dilution holes, the pattern factor of Design A is better than that of Design B.     

航空发动机主燃烧室试验数据库的构建

航空发动机主燃烧室试验对主燃烧室的研制和发展具有重要作用,建立相关试验数据库将试验数据集中、有效地保存和管理,能够为主燃烧室研制提供必要的技术支持。从航空发动机主燃烧室的试验分类、数据库的设计思路、功能构建、系统的实现等方面详细阐述了主燃烧室试验数据库构建的需求。采用面向对象和界面可视化的编程方法建立航空发动机主燃烧室试验数据库,以及采用Java语言的数据库开发方法,为主燃烧室试验数据库的建设和管理提供了思路。     

超燃发动机激波增强混合的数值研究

采用数值方法求解三维可压ＮＳ方程,模拟了斜激波增强超声速氢／空气混合的过程。对不同强度 激波混合增强的效率进行了比较。计算表明利用斜激波增强混合是一种行之有效的方法。