出口侧向扩张孔流量系数试验

采用试验研究的方法,探讨了不同结构参数出口侧向扩张孔的流量系数在不同工况下的变化规律。通过试验研究发现:出口侧向扩张孔圆柱段孔径为0.6 mm时的流量系数比孔径为0.8 mm时大3%;当孔倾角由30°减小至25°时,流量系数随之增大,当倾角继续减小至20°时,流量系数不变;当扩张角由20°增大至40°时,流量系数先增大后减小,且在扩张角为25°时最大;流量系数与次流通道雷诺数成正比,雷诺数越大,流量系数达到极限值所需的压降系数越小,且当压降系数大于0.9后,不同次流雷诺数下的流量系数差别在2%左右。      

燃烧室空气流量分配试验方法模拟分析与优化

为了明确当前燃烧室流量分配试验采用的堵孔法的合理性,按照某单管燃烧室流量分配试验的实际流程进行数值模拟,分析了试验本身存在的方法误差和根源,据此提出了采用堵孔法和单侧积累式堵孔法相结合的优化试验方法,并进行了数值模拟验证。结果表明:采用堵孔法进行流量分配的测定存在一定的方法误差,该方法对火焰筒头部的测定影响较小,而对主燃孔、掺混孔和气膜冷却孔的测定影响相对较大,主要原因在于未同时考虑被测孔排及其下游孔排的过流条件;采用堵孔法和单侧积累式堵孔法相结合的方式进行流量分配测量,能够大幅度降火焰筒上主燃孔、掺混孔和气膜冷却孔的测量误差,降低幅度分别达到约6%、12%和9%,效果明显;试验方法优化前后,火焰筒上各孔排进出口截面的静压差的改变是试验方法误差一直存在的根本原因,但方法优化后这个压差的变化量及对测量结果的影响较优化前都更小。      

纯净空气来流下的超声速燃烧实验装置及其初步实验结果

采用电阻加热的连续式实验设备,在燃烧室进口气流为高温纯净空气、马赫数Ma=2、总温Tt=1000K,总压Pt=0.8MPa条件下,进行了不同当量油气比的氢和乙烯燃料的超声速燃烧室直连式实验.采用从壁面垂直于主流喷射燃料和以氢作为先锋火焰,实现了乙烯燃料的可靠点火和稳定燃烧.实验测量了燃烧室的壁面压力、空气流量、燃料喷射压力、喷管进口总温等参数,并拍摄了燃烧室出口火焰.本文实验采用的电阻加热设备具有实验介质无污染、稳定运行时间长、工作性能稳定、成本低、操作简单等优点,其主要部件电阻加热器出口的最高温度可达600~1000K,对应的流量为1.5~0.73kg/s、加热器功率为750KW.     

The massive star distribution in the Galaxy and the Magellanic Clouds

The numbers and distribution of Population I O-type stars and Wolf-Rayet stars are reviewed. The numbers of known WR stars in the Galaxy, the LMC and the SMC are 185, 114, and 9, respectively. Distances and galactic distributions determined by various authors are compared. The single star and binary distributions are discussed in the light of evolutionary studies.     

带支板的冲压燃烧室的燃烧性能研究

应用含组分守恒方程的质量平均Navier-Stokes方程和B-L代数湍流模型,数值模拟了带支板引射器的模型燃烧室内部的流场结构,对比研究了燃料注入角度对燃烧及发动机性能的影响.在计算过程中,对方程中的对流项采用了空间为二阶精度的AUSMPW格式,对扩散项采用了二阶中心差分离散.研究结果表明,燃料有角度注入改善了燃料的混合性能,强化了燃料的燃烧效率,提高了发动机燃烧室的动量增量.此外,燃烧室的性能研究需考虑燃烧效率、总压损失及动量增量等因素.     

喷嘴供油特性对双涡流器头部气动雾化效果的影响研究

本文针对双级轴向涡流器和双油路离心喷嘴组合的气动雾化头部装置，通过试验研究了喷嘴主、副油路分别在不同供油压力下供油．形成的不同喷嘴一次雾化质量对头部气动雾化效果的影响，研究结果表明：喷嘴一次雾化质量对双涡流器头部的气动雾化效果影响较大。在一定的头部气动参数条件下，较高的供油压力形成较好的一次雾化质量．气动雾化的作用不明显；较低的供油压力形成较差的一次雾化质量，在气动力作用下能够得到较好的气动雾化效果．燃油雾化良好。这也表明在双涡流器气动雾化火焰筒头部装置中，喷嘴供油特性和头部气动参数之间进行合理匹配对保证和提高燃烧室各状态的综合燃烧性能是很重要的。本研究还验证了双涡流器气动雾化头部采用双路离心喷嘴供油的设计特点。     

Orbital phase spectroscopy of X-ray pulsars to study the stellar wind of the companion

High Mass X-ray Binary Pulsars (HMXBP), in which the companion star is a source of supersonic stellar wind, provide a laboratory to probe the velocity and density profile of such winds. Here, we have measured the variation of the absorption column density along with other spectral parameters over the binary orbit for two HMXBP in elliptical orbits, as observed with the Rossi X-ray Timing Explorer (RXTE) and the BeppoSAX satellites. A spherically symmetric wind profile was used as a model to compare the observed column density variations. In 4U 1538-52, we find the model corroborating the observations; whereas in GX 301-2, the stellar wind appears to be very clumpy and a smooth symmetric wind model seems to be inadequate in explaining the variation in column density.     

Changes in radio emission from PSR J0737–3039B

The double pulsar system, J0737–3039, provides a unique probe of a pulsar magnetosphere due to its edge-on viewing geometry, a tight orbit and a significant rate of advance of the angle of periastron. In this paper, we report on the changes in radio emission from the long period pulsar in this system, J0737–3039B, over a period of 9 months. Observations of this system with Giant Metrewave Radio Telescope (GMRT) show that the duration of the first bright phase of the pulsar centered at 210° orbital longitude from the ascending node is shrinking. These observations will be useful to constrain the proposed models for this system.     

燃烧室长度对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响

基于国外研究者完成的固体燃料超燃冲压发动机的实验数据,通过分别改变燃烧室等直段长度和扩张段长度,对不同总长的燃烧室工作过程进行数值模拟.采用基于压力的2阶迎风差分数值方法,物理模型为轴对称结构,燃烧模型采用有限速率/涡耗散模型(finite-rate/eddy-dissipation),湍流模型采用SST(shear stress transport) k-ω模型.聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)燃料进口边界由用户自定义函数的方式给定,分别分析了不同长度,即不同等直段长度或扩张段长度下超燃冲压发动机燃烧室内流场特性及其性能变化.结果表明:随着等直段长度的增大,燃烧室出口处燃烧效率逐渐减小,从72.74%降低至66.81%,而燃烧室内总压损失逐渐减小,燃烧室推力逐渐增大,可由85.83N增加至108.55N;改变扩张段长度,发现扩长段长度变化对燃烧室流场结构的影响较小,随着扩张段长度的增大,燃烧室出口燃烧效率和燃烧室推力都略微减小.在燃烧室长度的设计范围内,增大等直段的长度要比增大扩张段长度对提升燃烧室各项性能有帮助.      

基于内窥式PIV的回流燃烧室冷态内流场测量

为了突破传统测量光路限制,实现对航空发动机三头部全尺寸回流燃烧室模型试验件内部冷态流场精细化测量,自主搭建了一套内窥式PIV测量系统,在自模区工况下对其内部冷态流场进行了测量调试。结果表明,在壁面之上预设内窥小孔即可实现测量光路布置,采用大焦距光学适配接口能够很好的解决相机内窥镜成像圈较小的技术难题。通过缩短相机内窥镜工作距离和采取多种消光措施大幅提高了测量空间分辨率和信噪比,最终实现了模型燃烧室内部冷态流场精细化测量,获得了内部流场结构信息。