多孔阵列式电喷雾推力器纯离子电流的物理模型

纯离子（PIR）发射状态的多孔发射极阵列（PEA）使离子液体电喷雾推力器（ILET）具有高精度、高比冲、高效率、小体积等优点。为了研究PEA在PIR发射状态下的束电流机制，构建了一种包含起始电压、多点发射、黏性流动、离子电流的物理模型。通过引入正态性假设简化了加工公差不确定性和多孔基材不均匀性的量化过程，基于Monte Carlo方法推导出了PEA的PIR电流解析表达式，并通过对比试验结果验证了模型的可靠性和准确性。结果表明，模型机理明确、误差较小，能够较高精度地预测锥形多孔硼硅酸盐PEA的PIR电流和多点发射行为；模型计算结果与AFET-2推力器试验结果基本一致，相对误差范围为1.0%～1.5%，随着工作电压的增大和发射体数量的增加有助于提升模型的精度。模型为计算效率较高的0D模型，为ILET的鲁棒性设计和性能优化提供了一种新的计算方法。     

全尺寸进气道射流预冷数值研究与性能评估

针对高马赫数高温条件下飞机进气道射流预冷问题,本文建立了真实飞机全尺寸进气道-射流预冷装置一体化数值计算模型,通过控制变量法分析了进气流量、进气温度及射流流量对射流预冷装置性能的影响规律,发现进气流量与降温量呈负相关,与蒸发效率和温场均匀性呈正相关;进气温度与降温量、蒸发效率及温场均匀性均呈正相关;射流流量与降温量呈正相关,与蒸发效率及温场均匀性呈负相关。研究结果表明,在相同进气状态下,此飞机进气道的特殊构型会导致降温量和蒸发效率曲线在蒸发距离为2500mm处存在拐点。在此基础上,进一步提出了一种基于试验设计法（Design of experiment,DOE）评估进气道出口总温的评估方法,与试验结果对比发现该方法可将误差控制在5%以内。因此,采用该方法进行进气道出口总温预估是有效的。     

反向式毛细芯进行机理的分析

结合对毛细抽吸两相回路的研究，以反向式毛细芯为研究对象，对其在系统内部扰动下的运行机理进行了理论分析，并结合实际反向式蒸发器，对影响其正常运行的因素进行了探讨。经分析知，渗透率的降低有利于抑制毛细芯内所产生的波动，但过低的渗透率会导致系统烧干；孔隙率的降低会明显增大毛细芯工作的波动；此外，最小毛细半径对毛细芯的工作能力和抑制波动的能力有直接影响。     

薄膜蒸发稳定器在超级燃烧室内贫油点熄火特性

为了实现涡轮基组合循环发动机燃烧室工作条件下的火焰稳定性与点火要求,首先在超级燃烧室工作条件下定性地分析了两相混气中薄膜蒸发稳定器的稳定机理和燃油蒸发过程。其次,在二元试验段内对Ma=0.1~0.4,T=450~600K的来流条件下对薄膜蒸发稳定器的贫油点火和贫油熄火性能进行试验研究。研究结果表明:相同Ma下,贫油点火当量比与贫油熄火当量比随温度的升高而降低;温度相同时,两相混气中的贫油点火当量比受燃油蒸发的影响较大。通过顺喷和逆喷两种供油方式的试验对比研究发现,雾化槽供油在较高Ma数和较高温度下具有优越的点熄火性能,能够满足涡扇冲压组合发动机燃烧室的使用要求。     

弱旋流对LPP燃烧室下游流场影响的数值研究

为了解弱旋流燃烧下游的流场特性及其对贫油预混预蒸发(LPP)燃烧室的影响,采用数值模拟方法,对6种不同旋流器流道特征的弱旋流燃烧室三维冷态流场进行数值模拟。结果表明,旋流器流道特征对下游流场特性产生较大影响,不同叶片通道的旋流器下游中心回流区的形状、尺度、速度梯度和全流场速度分布均呈现出不同特征。主模旋流器旋流数低于0.51时,中心回流区基本相同且尺度较小,主要由副模旋流控制;主模旋流器旋流数增至0.59时,旋流器下游形成了由主模旋流控制的更大的中心回流区。     

单液滴蒸发测试及数据处理方法研究进展

在航空发动机燃烧室中的航空煤油雾化成液滴后蒸发燃烧,单液滴蒸发特性不但是燃烧室设计参数之一也是两相湍流 燃烧模型组的重要组成部分,对液体燃料液滴蒸发特性研究具有重要意义。对单液滴蒸发测试及数据处理方法进行总结,综述了国 内外不同测试条件下的液滴蒸发试验装置设计、基本原理与操作步骤;对比了传统与新型液滴温度测量方法及液滴成像方法;分析 了不同液滴图像处理方法的优缺点,最后总结了造成液滴蒸发试验误差的主要因素为仪器误差、液滴尺寸换算误差、挂丝方式生成 的误差、挂丝带来的误差、图像测量误差。重力场、环境温度、环境压力及来流速度对液滴直径和液滴温度变化的影响分析,以及随 着测试技术的发展所应用的多种先进测试方法和技术,为单液滴蒸发试验装置的设计、测试技术的研究提供参考,为液滴蒸发试验 开辟了新的研究思路。     

小型回流燃烧室燃烧特性数值研究

某科研样机采用蒸发管回流燃烧室,其燃烧室结构复杂,燃烧机理和气流流动情况尚不清楚。在实验过程中发现,蒸发管及附近的火焰筒壁面上出现了较严重的积碳现象,影响燃烧室的性能。为了探究该型燃烧室的工作过程、分析积碳现象的原因,采用k-ε湍流模型、旋涡耗散概念燃烧模型(EDC)以及颗粒随机轨道模型对该燃烧室工作流场进行流固热耦合数值计算。结果表明,燃烧室性能参数计算值与台架试车数据较吻合,各项参数相对误差均小于1.7%。计算得到了燃烧室工作时流动和燃烧情况,同时分析出了各气孔流动情况及发挥的作用,并得出了产生积碳现象的原因,为该型燃烧室优化设计提供依据。     

微型燃烧室蒸发管燃油雾化和蒸发特性数值研究

为了探究微型燃烧室内蒸发管各参数变化对燃油雾化和蒸发效果的影响,对微型燃烧室蒸发管内的燃油流动、雾化、蒸发过程进行了数值模拟,并分析了燃油喷射方向、蒸发管直径及来流空气温度对蒸发管内部燃油雾化特性的影响。结果表明:与其他喷射方向相比,逆向喷射时燃油雾化蒸发效果最佳;随着蒸发管直径的减小,燃油液滴的雾化效果及蒸发率有很大提高;来流空气温度越高,燃油蒸发率越高。     

高温高压下航空煤油横向喷射自燃延迟时间特性研究

基于一套二元流动反应器,采用先进毫秒级光电测量系统,对高温高压下航空煤油横向喷射自燃延迟时间(ADT)进行了研究。实验工况为:空气总压p_t=0.5~1.5 MPa、空气总温T_t=830~1 000 K、空气速度v_a=40~50 m/s、燃油动量比q=15~80、韦伯数We=90~250。基于实验结果,得到ADT的经验关系式。最后分析了燃油破碎雾化时间、蒸发时间及化学反应时间与航空煤油ADT的耦合关系。该研究结果可为航空发动机燃烧室预混段几何尺寸设计提供重要的工程依据。     

基于LPP的多点喷射低污染燃烧室头部方案优化研究

为了研究贫油预混预蒸发(LPP)燃烧室的性能,设计了两个方案的单管燃烧室。两个方案都采用同心圆式主、副模分区燃烧方式,主模燃油为多点喷射,副模为离心式压力雾化喷嘴。其中方案A主模从外向内喷油,方案B主模从内向外喷油。采用ANSYS CFX软件,对慢车工况和起飞工况的燃烧室进行了数值研究。计算结果表明:流量分配与设计值接近;总压损失介于4%~4.8%;燃烧室有较稳定的回流区和主模出口处大于100m/s的气流轴向速度;工况1时副模富油燃烧,火焰温度高;工况2时主、副模火焰相互独立,主模火焰存在因燃油分布不均匀而产生的高温点;两个方案的出口热点指标均小于0.26;燃烧效率大于99%;污染物排放水平与国际先进水平相近。两个方案在各方面性能上基本接近,方案A略微优于B。