脉冲爆震涡轮发动机研究进展

介绍了脉冲爆震涡轮发动机的基本概念、主要结构形式以及基本特点.详细介绍了国内外研究状况及课题组的最新研究进展,对脉冲爆震涡轮发动机需要突破的关键技术、主要研究内容以及发展途径进行了探讨.研究表明:相比于传统的涡轮喷气发动机,脉冲爆震涡轮发动机的耗油率能降低5%~15%;在相同的燃烧室入口条件下,与等压燃烧驱动涡轮相比,用脉冲爆震燃烧驱动涡轮时的涡轮的单位输出功率要高;实现了由脉冲爆震燃烧室驱动涡轮,涡轮带动压气机给脉冲爆震燃烧室供气的自吸气模式,表明用脉冲爆震燃烧室代替传统等压燃烧室是完全可行的.     

连续爆轰发动机热力学性质的数值模拟

在二维圆柱腔中连续爆轰发动机数值模拟的基础上,对喷入流场中的粒子进行跟踪,得到经历不同燃烧过程的粒子轨迹图.分析影响粒子轨迹及其上物理参量变化的主要因素.数值模拟得到相应的示功图和示热图,计算连续爆轰发动机的机械功及热效率,将数值模拟结果与理想ZND(Zeldovich-Neumann-Doring)模型进行定性和定量的比较,所得数值模拟结果与理论结果符合 得很好,验证了连续爆轰发动机的优势.      

双楔面诱导的斜爆轰波阵面的磁流体控制

基于高超声速飞行器爆轰推进发展需要,数值研究了由双楔面诱导的斜爆轰波类型及其磁流体(MHD)控制的可行性,探讨了后楔倾角变化对双楔斜爆轰流场与MHD控制的影响.结果表明:对于前、后楔倾角分别为15°与20°的双楔面诱导的斜爆轰,Lorentz力可以将不同来流马赫数条件下的稳定斜爆轰波阵面恢复到设计位置,并可以使不稳定斜爆轰波趋于稳定,但是,无法将不稳定斜爆轰波恢复到设计位置.而当后楔倾角稍微增加时,若爆轰流场稳定,同样可对斜爆轰波阵面进行有效控制.但当后楔倾角大于25°时,稳定斜爆轰波流场失稳,此时MHD无法控制流场稳定性.但若增加气体反应速率,虽然斜爆轰波不稳定,MHD控制却可使其趋于稳定,但无法将爆轰波阵面恢复到设计位置.      

多管吸气式两相脉冲爆震发动机实验

研制了总长为1500mm,直径为200mm的6管并联吸气式两相脉冲爆震发动机实验器,在接近大气压条件下,以汽油为燃料、以空气为氧化剂成功进行了该发动机模型实验,实验中单爆震管最高工作频率达到35Hz,发动机整体最高工作频率达到210Hz.研究中发展了多管吸气式脉冲爆震发动机点火控 制策略,探索了不同点火控制策略对于发动机工作状态的影响规律,为将脉冲爆震发动 机用于工程实际提供了技术储备.      

当量比和间隙尺寸对爆震波传播过程的影响

为探索微型脉冲爆震发动机推进系统的可行性,进行了微空间内爆震极限特性的研究.通过对预混氢气/氧气爆震火焰在平板狭缝中的传播过程进行测量,分析了爆震波压力、速度随当量比和间隙尺寸的变化趋势,发现在极限范围外,来自稳流段的爆震波都能在间隙内通过压力和速度的自我调整后达到稳定状态,调整过程所需的距离随间隙尺寸减小而增长.根据爆震波速度衰减的定义,给出了激波和火焰锋面速度沿间隙通道方向的变化特点,观察到了微尺寸下爆震波的4种传播模式:稳定爆震波、准稳定爆震波、低速爆震波和非爆震波.      

多循环脉冲爆震发动机推力测试试验

为了准确、可靠地直接测量多循环脉冲爆震发动机的推力,建立冷态阻力和热态净推力直接测量系统,针对内径114mm、长1100mm的气动阀式脉冲爆震发动机,研究冷态吹风条件下发动机及其主要部件的总压恢复、阻力损失等特性,验证推力测量系统有效地将射流试验条件下外溢气流对脉冲爆震发动机外部及其附件造成的阻力转移到支撑台架上,消除外溢气流对发动机推力测量的影响。开展大量的爆震燃烧试验,实现了脉冲爆震发动机达到40Hz稳定工作,并获得充分发展的爆震波,利用高频响动态推力传感器测量获得脉冲爆震发动机动态净推力变化规律。     

某固体火箭发动机工作末期不稳定燃烧

针对某固体火箭发动机工作末期出现的压力振荡现象开展了数值研究与线性预估.通过有限元方法得到了燃烧室空腔的声模态及固有声振频率,轴向1阶与2阶声振频率随燃面退移先减小后增大;利用大涡模拟方法分析了燃烧室内的流场特性及压力振荡特性,振荡频率与试验结果一致,判定该发动机出现了以轴向1阶声振频率为主导的不稳定燃烧;其次分析了发动机内阻尼特性,其阻尼随燃面退移不断减小;最后通过不稳定燃烧线性理论解释了该发动机工作末期出现压力振荡的机理,表明燃面退移过程中喉通比下降是导致发动机由线性稳定转向线性不稳定状态的关键因素.      

基于HHT的航空发动机气动失稳信号

针对航空发动机工作范围内存在的气动失稳现象,运用希尔伯特-黄变换(HHT)分析其信号的时变特征;通过对其处理非线性、非平稳信号分析新方法与其他时频分析方法的对比,并对HHT存在的问题进行针对性解决,使其适应航空发动机气动失稳数据分析的要求.并在Labview平台上通过数字仿真试验实现和验证了HHT方法;结果表明:此算法准确有效;通过航空发动机工程试验数据的处理过程,验证了HHT在处理此类相关问题时的可行性、适用性,同时指出其仍然存在的缺陷.     

基于双机身和斜拉杆的大展弦比无人机机翼弯矩减小措施

为了减小临近空间大展弦比无人机机翼的弯矩和挠度,采用双机身和斜拉杆两种方案,对弯矩和挠度沿展向的分布进行计算与分析;同时还对斜拉杆方案下机翼受压力时的失稳特性进行研究.结果表明：两种方案均可较大程度地减小机翼弯矩和挠度;双机身方案可使最大弯矩减小为原来的24％,斜拉杆方案可使最大弯矩减小为原来的20％;且采用斜拉杆方案,在给定参数下机翼不会发生失稳现象.     

带套齿连接结构的转子系统振动稳定性实验研究

为了研究带套齿连接结构的转子系统振动稳定性,推导了套齿连接结构的内摩擦力表达式,由此求解了转子系统振动失稳的条件.设计并搭建了带柔性和刚性两种不同套齿连接结构的实验转子系统.实验研究了带不同套齿连接结构的转子系统振动的稳定性.实验发现,带柔性套齿连接结构的转子系统易于发生由内、外套齿齿面间内摩擦所引起的振动失稳.失稳的...