带缘板修型的静盘深腔型复合封严试验

采用CO₂气体体积分数测量法研究一种带缘板修型的静盘深腔型复合封严结构。同时选取轴向封严结构和叠覆封严结构作为比较基准，重点关注主流雷诺数(0.75×10⁵～9.4×10⁵)、封严流量(流量比0.2%～2.5%)、旋转雷诺数(1.6×10⁵～8.1×10⁵)等典型工况参数对盘腔内压力分布和封严效率的影响情况；并在此基础上开展了相应的数值研究，获得了封严腔室内详细的流场信息。结果表明：在试验设计工况范围内，主流雷诺数的改变对静叶尾缘和动叶前缘的周向压力分布影响显著。主流雷诺数增加，主流通道内压力升高，主流气体入侵加剧；增加封严流量有利于提高盘腔内压力，从而提升盘腔封严效率，但这对静叶尾缘压力影响较小；增加旋转雷诺数会增大静叶尾缘和动叶叶间通道前缘的静压，加重主流气体入侵，降低盘腔封严效率。相比轴向封严结构，叠覆封严结构由于高半径封严容腔的设置，改变了盘腔流场结构，有效地将主流气体阻隔在封严容腔内，保证了低半径盘腔的封严效率在80%以上。新型封严结构的静盘深腔和缘板造型设置，不仅保...     

潜艇应急燃气吹除过程的数值仿真及实验验证

进行了潜艇应急燃气吹除系统的小比例模型原理实验,模拟了水下100 m深度时燃气吹除的排水性能与规律以及燃气吹除过程中的主要性能参数变化情况.建立了模拟小比例实验吹除过程的物理模型,应用结构化六面体网格对其两相流体流动区域进行了计算区域的离散化,并对100m海水深度下的燃气吹除过程进行了数值仿真计算,得到了对燃气泡成长规律的描述,深化了对排水过程机理的认识.仿真结果与实际情况的实验结果十分吻合,混合气体压力和排水总体积的相对误差均不超过5%,验证了数值仿真方法的可行性.     

基于试验气动力的飞机副翼效率优化

针对弹性后掠翼飞机在使用试验气动力分析时所出现的副翼反效问题,利用遗传算法对机翼结构进行优化.弹性飞机副翼效率计算采用试验气动力.重点针对一个发生副翼反效的严重飞行状态点进行了机翼结构优化,对比分析了优化前后副翼效率、相同副翼偏度下所产生的滚转率随飞行动压的变化及颤振特性的变化.并比较了基于试验气动力的情况下只针对单一飞行攻角的优化结果和同时考虑多个飞行攻角的优化结果,分析了飞行攻角对优化结果的影响.结果证明:利用结构优化方法可有效在详细设计阶段解决弹性飞机严重飞行状态点副翼反效问题,并且优化结果对飞机颤振特性基本无影响.     

航空发动机燃烧室部件试验件结构设计

介绍了航空发动机燃烧室部件试验件的设计目的、设计要求及结构设计.设计过程中针对现有高温升燃烧室试验件的设计特点和工作状况,为保证试验安全及试验结果可靠,重点考虑了试验件进口流道设计、机匣应力分析、膨胀节选用和燃气导管冷却.     

旋转诱导燃气入侵的数值模拟

在航空发动机涡轮级中,动盘的旋转会导致主流高温燃气从盘缘封严侵入转静盘腔系统.通过计算流体动力学方法对轴向封严结构下旋转诱导燃气入侵进行了研究,得到了在不同封严冷气流量下盘腔压力和封严间隙处径向速度的变化规律.分别计算基于质量和基于浓度定义的封严效率分布,并得到了相应最小封严流量.在不同旋转雷诺数下,用压力参数法估算了最小封严流量,所得结果与公开发表的经验关系式计算得出的一致.      

某型号燃气发生器燃烧稳定性分析

为对某型号液体火箭发动机的燃气发生器提供可靠的设计方案,对燃气发生器各种设计方案的工作过程进行了数值仿真及稳定性能研究。根据燃气发生器的特点对该燃烧室进行了数学建模和数值仿真,针对不稳定燃烧的类型对该型号燃气发生器进行了低频稳定性分析。结果表明:数学模型能够很好地对燃气发生器工作过程中各物理参数进行预估;通过提高氧的喷注压降、减小氧的燃烧时滞等方法可以有效地提高该型号的燃气发生器的工作稳定性。     

航空燃气涡轮发动机氢燃料研究历史和低污染燃烧技术发展

氢燃料的应用对航空燃气涡轮发动机技术的发展具有重要的意义.根据国外对氢燃料在航空燃气涡轮发动机领域的应用研究,对相关研究历程进行了回顾,并对氢燃料低污染燃烧技术进行了分析.结果表明氢燃料在航空燃气涡轮发动机领域研究的重点已从早期的以军用为主转为以民用为主;氢燃料低污染燃烧技术的关键在于控制主燃区的贫油燃烧;而微混非预混扩散燃烧技术具有很大的应用潜力.      

火箭发动机地面水平试车尾流温度场仿真分析

针对氢氧火箭发动机地面水平试车时尾流燃气对地面热防护的影响,分别采用二维轴对称模型和三维模型对发动机尾流流场进行了数值模拟。计算中,采用氢氧单步燃烧反应模型考虑尾流燃气与空气的燃烧,湍流模型选用了标准k-ε模型。仿真结果表明：三维模型中,燃气逐渐向地面流动,地面燃气温度高于二维轴对称模型中的燃气温度;发动机工况变化时,三维模型和二维轴对称模型中的地面燃气温度变化趋势相反,采用三维模型计算具有更好的可信度。