碳氢燃气超声速剪切流动燃烧数值模拟

数值模拟碳氢富燃燃气与空气二维超声速剪切流动的湍流燃烧.NND对流项差分格式高精度捕捉激波, B-L和普朗特混合长度模型模拟湍流粘性系数, Arrhenius反应动力学公式计算化学反应速率, 模拟非平衡态燃烧.计算的壁面压力值较好地符合了实验值.分析了剪切流驻焰稳定的波系结构, 从预测的流动参数和组分浓度分布判断燃烧状况的好坏, 从而为改善优化燃烧室结构提供工程参考.      

三旋流器燃烧室出口温度分布的初步试验研究

针对高温升燃烧室对出口温度分布系数降低的需求, 采用三头部矩形燃烧室, 对三种不同的三旋流器头部组合方案进行了出口温度分布的试验, 重点研究了三旋流器旋向和头部当量比对燃烧室出口温度分布的影响.出口温度的测试方法采用了燃气分析法.试验结果表明外旋流器与中间旋流器旋向相反时, 出口温度分布均匀;头部当量比小, 出口温度分布均匀.头部当量比应与旋流器旋向共同考虑, 才能优化燃烧室出口温度分布系数.      

带鳍舵鱼雷流体动力特性的数值计算研究

运用数值求解不可压缩雷诺平均N-S方程的方法研究了带鳍舵无动力鱼雷的流体动力特性。研究表明,本文所采用的Menter两方程SSTκ-ω湍流模型求解雷诺平均N-S方程的数值计算方法,可较为细致的模拟鱼雷周围的定常绕流特性,并对流体动力特性给出合理的流动机理解释。鳍舵对雷体的升力和俯仰特性有显著提高,具有良好的操纵控制能力。     

多舵面大型民机阵风减缓系统设计

提出用多块对称偏转的扰流片和副翼构成飞机的多舵面操作模型,采用开闭环控制相结合的控制方案,并用LQG方法实现控制律的设计和仿真,设计了一种切实可行的民机阵风减缓控制系统.仿真结果表明,所设计的阵风载荷减缓控制器能有效减缓阵风引起的飞机法向过载,实现阵风减缓.     

飞行器静操纵性评估方法研究

建立了一种基于优化思想的配平舵偏求解方法,在此基础上对飞行器静操纵性进行了评估。具体采用三通道线性叠加模型,结合多维线性插值和牛顿-拉夫森算法,对大量的飞行器风洞试验数据进行处理,快速准确地求解出各个状态下的配平舵偏。与传统求解方法相比,该方法求解精度不受搜索间隔限制,求解时间大大缩短。通过对求解结果进行分析,评估飞行器的静操纵性,提高了静操纵性的评估效率和准确性。     

燃油泵调节器供油特性改进方法

燃油泵调节器供油特性的优劣,直接关系到航空发动机能否可靠工作和充分发挥性能。某燃气涡轮起动机燃油泵调节器,为满足用户使用要求,需改变其起动加速供油特性。主要通过增加数控模块,利用其控制器和传感器来实现信号的反馈与匹配,再通过放油实现脉宽调制电磁阀对流量的修正,从而实现对燃油泵调节器起动加速供油特性的修正。最后通过试验验证了改进方法的可行性。     

低燃速贫氧推进剂燃气发生器点火起动影响因素研究

为了探索点火能量、燃速、级配及粒度、点火建压速率等因素对冲压发动机燃气发生器点火起动性能的影响,针对采用低燃速贫氧推进剂的燃气发生器点火起动的影响因素进行了研究,在地面直连式试车台上采用全尺寸燃气发生器进行了多次点火起动性能试验。试验结果表明:燃气发生器点火器点火药量提高20%,点火起动时间提高62.7%。低燃速贫氧推进剂燃速从2.3mm/s降低到1.6mm/s,点火起动时间降低43.6%,在低温-40℃条件下的点火起动时间为0.0895s。低燃速贫氧推进剂氧化剂AP平均粒径由193μm增大到201μm,燃气发生器点火起动时间降低36%。在低温-40℃条件下,喷口堵片优化后的点火起动时间为0.0879s,满足快速起动要求。采取措施解决了低燃速贫氧推进剂燃气发生器点火起动困难的问题。     

气膜冷却对涡轮叶片表面压力分布影响的试验研究

本文在中温，中压条件下，对有气膜冷却的复合式涡轮叶片的表面压力分布进行了试验研究。探讨叶片冷气流量比，气膜孔开设位置，燃气与冷气的绝对温度比对表面压力分布的影响。介绍了在中温，中压条件下，各冷却参数对涡轮叶片表面压力分布综合影响的试验研究结果。     

固体火箭发动机缩比技术的应用与研究

应用相似理论和固体火箭发动机缩比技术对多根装药固体火箭发动机的缩比设计进行了研究,并结合某导弹的弹射动力装置燃气发生器的缩比设计与研究,提出了一种新颖的缩比方法,即采用按装药根数缩比来代替常用的按药拄几何尺寸进行几何相似缩比,其缩比效果更具有特色。文中简要介绍燃气发生器的设计,较详细地叙述燃气发生器缩比设计方法,试验结果表明,文中介绍的缩比方法是正确的,准确预示了全尺寸燃气发生器的性能指标。     

燃气涡轮发动机加减速控制计划最优设计方法

提出了一种燃气涡轮发动机加减速控制计划最优设计方法.该方法在发动机过渡态性能模型的基础上,变换描述发动机过渡态性能非线性模型中的自变量,最终实现过渡态控制计划的优化设计.以某型双轴混排涡扇发动机的加速过程为例,使用该方法规划得到了满足其加速过程限制的最优控制计划.将得到的控制计划代入发动机过渡态性能模型中进行验证.整体相对优化误差在0.1‰量级,表明该方法具有设计精度高、使用简单等特点.