航空动力技术的研究热点及发展趋势

随着飞行平台对高推重比、高隐身、宽马赫动力技术需求的日趋紧迫,一些新的推进技术,如级间燃烧室、加力燃烧室火焰稳定器与涡轮后整流支板及带气膜冷却的加力内锥一体化设计、磁流体涡轮冲压组合发动机等可望为解决高推重比、高隐身、宽马赫动力技术需求提供新的思路和研究方向。国内应积极投入人力、物力开展一些前期基础和预先研究工作,以满足航空飞机器可持续发展的需求。     

空气节流对超燃燃烧室火焰稳定影响的数值研究

空气节流通过在流场中产生激波串,有效地辅助燃料实现稳定燃烧。非定常数值模拟研究了空气节流对超燃燃烧室燃料稳定燃烧的影响,分析了节流实现燃料稳定燃烧的机理。结果表明:在燃烧室入口马赫数2、静温548.8K、静压0.1MPa,乙烯燃料当量比为0.5,先锋氢辅助点火的条件下,距离发动机入口845mm处,30%入口空气流量的节流流量有效地实现了燃料的稳定燃烧,激波串是实现燃料稳定燃烧的根本原因,节流参数对节流效果有着较大的影响。     

某型航空发动机火焰筒流量对比试验研究

针对某型发动机在研制过程中频繁发生单位燃油消耗率(SFC)过高的故障,在自行设计的航空发动机燃烧室火焰筒流量测试试验器上,运用模拟压比和模拟马赫数准则,采用冷吹风流量试验法,对比测试了某型发动机燃烧室与原型燃烧室火焰筒空气的流量,并对测试数据进行分析.试验结果表明:发动机燃烧室火焰筒流量分布均匀,与原型燃烧室火焰筒流量相同.该试验法耗时短、成本低,对开展燃烧室火焰筒内空气流量研究具有借鉴意义.     

双燃烧室冲压发动机直连式实验与数值仿真

通过直连式实验和数值仿真,对双燃烧室冲压发动机的流场结构和性能进行了研究.数值仿真采用了半全局多步化学反应机理,计算的压力分布和实验结果基本一致,计算结果表明:中心高温富油燃气与边区空气在混合层内快速反应,热力喉道出现在约0.9m处,出口处的燃烧效率达到了较高水平.提出了结合直连式实验和数值计算的性能估算方法,结果表明:双燃烧室发动机在马赫数为4,高度为17km状态时具有较高的性能,当燃油当量比为0.9时,发动机内推力为8.3kN,内推力比冲为12.29kN·s/kg,更高的燃油当量比将导致超燃进气道不起动.      

轴流压气机叶尖射流扩稳数值计算模型

基于体积力方法将压气机叶片对气流的作用力和做功简化为源项,对环形无叶片通道求解带源项的Navier-Stokes(N-S)方程,实现了压气机全通道流场的计算,通过在转子上游机匣施加射流建立了轴流压气机叶尖射流扩稳数值模型.模型中的源项根据叶片排进口气流参数进行变化,通过判断施加的人工扰动变化确定压气机失稳边界.采用该模型对某跨声速单级压气机在有、无射流下的性能和稳定性进行了计算分析,无射流下计算的该压气机性能和稳定边界与试验结果都能较好地一致,其中稳定边界流量仅相差0.7%;有射流下射流对压气机具有明显的扩稳效果,将计算结果与国外公开文献的结果进行了对比,验证了模型的可靠性.      

超燃冲压发动机流量匹配的临界流量法

为了使用基于积分方程的超燃冲压发动机性能计算模型模拟跨燃、亚燃工作模态,用临界流量法建立用于表征燃烧室热壅塞程度的残差方程,并以隔离段出口静压为独立变量,通过牛顿迭代法迭代求解残差方程,模拟了燃烧室内存在临界截面（即喉道）但不出现热壅塞的实际跨燃、亚燃工作状态。结果表明：该方法能够确定有喉道的超燃冲压发动机燃烧室一维参数分布,并具有计算精度高、计算速度快、收敛性好等优点,可以为基于积分方程的超燃冲压发动机性能计算模型求解提供一定的参考。     

舰载机前起落架突伸动力学分析及试验方法

 为了了解舰载机前起落架突伸试验与实际突伸过程的当量关系,本文以某舰载机为研究对象,建立了全机弹射起飞动力学模型,进行了全机弹射起飞动力学分析,得到了前起落架突伸过程中的动态响应。提出了基于当量质量的前起落架突伸动力学试验方法,设计了试验方案,建立了前起落架突伸动力学试验分析模型,进行了突伸动力学分析。进而依据全机突伸动力学分析结果,对基于当量质量的前起落架突伸动力学试验中相关参数的选取进行了探讨研究,结果表明:当突伸当量质量系数取0.8时,突伸动力学响应特性与全机弹射起飞突伸过程的动态响应结果比较吻合。     

涡轮问燃烧室贫油熄火特性的试验研究

以应用于某涡轴发动机的涡轮级间燃烧室为研究背景,设计并加工多方案3头部涡轮级间燃烧室试验件,试验研究了主流马赫数、主流温度、凹腔深宽比和凹腔后体高度变化对其贫油熄火性能的影响。试验结果表明：贫油熄火余气系数随主流马赫数的增大而减小,随主流温度的升高而增大,但主流温度的变化不如主流马赫数变化对贫油熄火性能的影响大;后体进气量的增加对提高贫油熄火性能有利;凹腔深宽比和凹腔后体高度的变化对贫油熄火性能有一定影响;深宽比为0．8、后体高度为30mm且在后体开槽的试验件的贫油熄火性能最好。     

燃料特性对燃气轮机燃烧室火焰辐射影响分析

采用数值方法研究了燃气轮机燃烧室燃料特性对火焰辐射换热的影响.在燃烧室确定油气比和进气温度时,取不同燃料特性对燃烧室的火焰辐射换热进行模拟计算.模拟结果表明:燃料物理特性影响燃油的雾化质量和蒸发效率,影响主燃区燃烧效率,引起燃气温度及分布改变;影响主燃区碳黑粒子的生成及浓度分布,引起燃气发光辐射对火焰筒壁辐射热流的变化,导致火焰筒壁温变化;燃油物理特性和H含量引起的燃气温度变化影响NO生成,主要受物理特性引起的燃烧效率的影响,H含量的影响相对较小.     

Y7H─500型飞机高速特性适航试飞

根据民用飞机在投入营运之前，要按飞机适航标准进行适航取证试飞的要求，对Ｙ７Ｈ－５００型飞机进行了高速特性适航试飞验证。简要介绍了试验机概况、试飞方法和测试技术；讨论了Ｙ７Ｈ－５００型飞机的高速特性。试验结果表明，Ｙ７Ｈ－５００型飞机的高速特性符合ＣＣＡＲ－２５部要求。