转动壳体外压屈曲的有限元分析

由于转动离心力的影响,壳体的屈曲临界压力随转速的提高而升高。本文推导了转动壳体线性屈曲的有限元公式,并用DMAP语言编制相应的程序修改MSC/NASTRAN的解题步骤考虑离心力完成了分析。还利用MSC/NASTRAN的几何非线性分析功能完成了有初始几何缺陷转动壳体的有限元分析,计算后屈曲的载荷—变形曲线,得出不同转速下的缺陷敏感度曲线。     

航空燃气涡轮发动机燃烧室的NOx控制及预测

:概述了燃气涡轮发动机中NOx的生成机理以及影响因素,简要综述了当前国内外航空燃气涡轮发动机燃烧室NOx发散量的控制措施以及预测方法。介绍了几个预测NOx发散量的数值模型,并对其预测结果进行了分析。     

基于基波电流观测器和旋转高频电压注入法的IPMSM无传感器控制

为了实现永磁同步电机低速段的高精度无传感器运行,系统地分析了绕组电阻和感应电动势、电流调节器、滤波器、电机暂态运行、注入高频电压的幅值与频率、多凸极效应、电流传感器精度以及A/D采样量化误差等因素对基于旋转高频电压注入法的低速无传感器控制方法转子位置估计精度的影响机理。在此基础上,提出了一种基于基波电流观测器和旋转高频电压注入法相结合的低速无传感器控制策略,消除了传统的无传感器控制方法中带通滤波器引起的转子位置估计误差,并降低了电机暂态运行引起的转子位置估计误差,有效地提高了低速无传感器控制方法的转子位置估计精度。仿真和实验结果表明,所提出的低速无传感器控制策略具有更高的转子位置估计精度和更宽的调速范围。     

反压对隔离段激波串结构的影响

采用不同的无黏通量格式与湍流模型组合对轴对称圆截面隔离段进行了数值计算,选取与试验结果最匹配的组合研究隔离段在反压作用下的流场结构及参数特性.对不同反压下的独立隔离段模型和隔离段燃烧室模型进行了三维模拟,分析了隔离段反压比对其流场结构、出口参数及其中激波串形态的影响.针对该轴对称隔离段提出了其可承受的极限反压.比较了冷态均匀反压与燃烧诱导反压下的隔离段流场.结果表明:无黏通量格式与湍流模型的选择影响着激波串的形态和长度,对于隔离段数值模拟十分关键;隔离段出口参数受反压影响,出口处在激波串区域时,附近截面上静压分布的不均匀性较大,出口处在混合区时压力分布则相对更均匀,激波串发展程度影响隔离段出口压力均匀性;对于该圆截面隔离段及燃烧室,直接给定均匀的平面冷态反压所产生的激波串与燃烧反压下的激波串在结构形态和起始位置上未见明显差异.      

重整气爆轰增压燃烧特性分析

为了提高燃气轮机的热效率,提出将化学回热技术（CR）与连续旋转爆轰增压燃烧（CRDPC）技术进行有效结合的思路.通过实验研究与数值研究的方法分别考察了不同的甲烷蒸汽重整方案对热回收的影响、重整气的增压燃烧流场特性及燃烧室性能等.结果表明:并列协同催化甲烷蒸汽重整方案具有最佳的重整性能,甲烷转化率和总焓增加率分别达到46.51%和25.28%;重整气组分的差异对爆轰波系流场结构影响较小,但是氢气质量分数的增加可以提高爆轰波传播速度,也会加剧新鲜预混气与上一轮爆轰产物的接触间断处的提前燃烧;在总压相同且重整气与空气以化学当量比进行预混的前提下,重整气中氢气质量分数增加1.1%左右时,预混气入口比质量流量降低约4.5%,但连续旋转爆轰燃烧室增压比降低约6.0%,这主要是接触间断处的提前燃烧造成的.      

反压诱导方式对超燃冲压发动机隔离段流动特性影响

为了探究传统机械限流方式同燃烧释热对隔离段流动特性影响的异同,采用实验结合数值计算的方法研究了限流方式与实际燃烧诱导压升的差异.使用氢燃料进行不同当量比的燃烧实验,并使用燃烧室出口安装楔块的方式进行限流实验,对比了来流条件相同,且隔离段出口压比相同时两种实验下的压力分布.使用经过验证的数值方法模拟了不同隔离段出口压力下燃烧状态及对应的限流状态,对比了两种状态下隔离段流场细节.实验结果表明:激波链即将进入隔离段时,两者的压力分布大致相同;激波链进入隔离段后,隔离段出口压比2.3,两者的壁面压力分布有明显差别.此状态下的计算结果表明:燃烧状态下隔离段内分离区首先出现于下壁面,激波链向上偏折;而限流状态分离区出现于上壁面,两者的流场会有一定差异.反压继续增大的计算结果表明:隔离段出口压比达3.0时,两者的隔离段内流场差别逐渐减小并最终趋于一致.燃烧反压场与限流实验的模拟反压场一致时,才能直接采用限流实验的结果评估反压对进气道的扰动风险.      

连续旋转爆轰发动机参数特性的三维数值模拟

采用一步化学反应模型,基于任意坐标系下Euler控制方程,对连续旋转爆轰发动机(CRDE)进行了三维数值模拟研究, 详细分析了来流总压对CRDE参数特性的影响.研究发现:随着来流总压的增大,爆轰波峰值随之增大,但是燃烧室头部Laval型喷注段的壅塞比基本不变.不同来流总压下,可燃气体在燃烧室头部均以亚声速入射.随着来流总压的增大,燃烧室内流场的平均压强增大,但是其平均轴向流速基本不变.CRDE的流量、推力和比冲均随着来流总压的增加而变大;但是,不同来流总压下,CRDE的流量与Laval型喷注段最大流量之比不变,并且此比值约等Laval型喷注段的壅塞比.Laval型喷注段最大流量与来流总压成正比,因此以上分析从理论上进一步解释了CRDE的流量与来流总压成正比的原因.      

航空发动机主燃烧室燃油总管流动换热特性研究

为优化发动机燃油管路设计并预防燃油结焦,对发动机典型工况下燃油总管和分管内部流动进行了数值研究,给出了速度和压力分布情况。对由于热气流的加热作用引起的燃油温升效应进行了传热计算。对总管及分管进行了热防护设计,并比较了不同热防护措施的隔热效果。结果表明:在计算工况下,油管出口质量流量满足设计要求;内外混合隔热方式可有效降低燃油温升,减小燃油过热引起结焦的可能性。提出了改善管内流动与换热特性的措施,例如增加空气隔热层,为恶劣热负荷条件下燃油管路热防护设计提供理论基础。     

连续旋转爆轰发动机冷流场的混合特性研究

连续旋转爆轰发动机（CRDE）中燃料和氧化剂的快速掺混是实现爆轰波成功起爆和稳定传播的重要前提,然而目前国际上关于这方面的研究还相对较少。本文采用大涡模拟（LES）方法,对非预混CRDE中燃料和氧化剂的混合过程及其主要机理开展深入研究。研究结果表明,非预混CRDE流场中存在欠膨胀特征、大尺度涡结构,以及回流区等复杂的流动现象,其中由于Kelvin-Helmholtz（K-H）不稳定性产生的大尺度湍流涡结构是促进氢/氧混合的主要机制。此外,本文还考察了氧气喷注位置对非预混CRDE的流场结构和混合特征的影响,发现氧气喷注位置会影响射流剪切层形态、涡尺度,以及回流区分布等,进而影响氢气和氧气射流的混合过程和混合程度。与其他进气位置相比,氧气在靠近内壁面喷注时更有利于氢/氧的快速掺混。     

气体取样分析在脉冲燃烧风洞试验中的应用

针对脉冲燃烧风洞试验条件及超燃冲压发动机燃烧室出口流场环境,设计了用于脉冲燃烧风洞流场氧气组分浓度校核及发动机燃烧室出口气流组分分析的探针取样-气相色谱分析测量系统,并在此基础上完成了对取样探针内部流场特性及燃气化学反应冻结情况分析.分析结果表明,进入探针的气流被有效冷却,能够实现化学反应冻结.利用风洞试验气流进行了系统校核,系统控制方面能够满足脉冲风洞试验测量要求,所得到的气流中氧气含量测量值与理论值吻合较好,偏差小于5%,甚至低至0.4%.利用该系统对马赫数2.6来流条件、直连式燃烧室模型燃烧工况下,出口不同位置处燃气中O2、N2和CO2等主要气体组分进行了直接测量,并进而估算了各测点处的表观燃烧效率,获得了其变化情况,所得到的结果在一定程度上反映了燃烧室中燃料的分布情况.