某型航空发动机燃烧室排气污染物数值模拟

以"热力"型NOx和"瞬发"型NOx及CO生成机理为基础,采用FLUENT6.3.26软件计算出在最大状态和地面慢车状态下,某型航空发动机环形燃烧室的温度场、速度场和浓度场.通过对计算结果的分析得出:火焰温度和燃料停留时间是影响燃烧室排气污染物排放量的主要因素.通过折衷考虑,可以得出降低燃烧室NOx和CO排放的有效措施,可为设计低污染燃烧室提供一定的数值依据.     

环形燃烧室两相燃烧数值研究

根据环形燃烧室设计需要,运用计算机模拟技术研究模型环形燃烧室三维有旋液雾燃烧流场,研究两相流动与混合,液雾蒸发对燃烧过程的影响。两相流动模型采用颗粒群轨道模型,气相紊流输运方程求解采用双方程k-ε模型和EBU-Arrhenius紊流燃烧模型,热辐射采用热通量法模型,本文提供计算方法可以用来研究不同性能参数对环形燃烧室两相燃烧特性影响。     

环形爆震波聚焦起爆数值模拟

对三种带不同结构形式的环形预爆管的爆震发生器进行了数值模拟,来研究环形爆震波聚焦起爆现象及其气动特性.数值计算采用多组分理想气体详细的化学反应机理、二维轴对称非定常流动的NavierStokes方程来模拟化学动力学和流体动力学过程.研究发现用低的点火能量对环形预爆管中的燃料和氧化剂点火产生层流火焰,层流火焰在狭窄管壁的...     

环形爆震波聚焦起爆

本文对三种带不同结构形式的环形预爆管的爆震发生器进行了数值模拟,来研究环形爆震波聚焦起爆现象及其气动特性。数值计算采用多组分理想气体详细的化学反应机理、二维轴对称非定常流动的Navier-Stokes方程来模拟化学动力学和流体动力学过程。研究发现用低的点火能量对环形预爆管中的燃料和氧化剂点火产生层流火焰,层流火焰在狭窄管壁的作用下完成爆燃向爆震转捩,形成环形爆震波,环形爆震波在聚焦腔经过反射、汇聚,最终引爆主爆震室中的可燃混合物;并对稳定爆震的距离和强度进行了对比研究。通过分析对环形爆震波衍射、反射、聚焦的气体动力学特性及复杂波系发展规律有了更深的认识,为进一步试验提供参考。     

一种用于反舰导弹串联战斗部的环形切割器优化设计

为了优化设计用于反舰导弹串联战斗部前端的环形切割器,利用ANSYS／LS—DYNA有限元分析软件对相等装药条件下,不同药型罩开口角度、不同装药形状的环形切割器对靶板的切割效果进行仿真分析。仿真结论表明,60°锥角、组合体装药形状的环形切割器对靶板的切割效果更为理想。通过与相关试验数据的对比,初步验证了数值仿真的准确性。该结论有助于新型环形切割器的优化设计。     

磁拓扑结构对环型离子推力器放电性能的影响

为得到环型离子推力器最佳磁拓扑结构以有效提高推力器放电效率、降低放电损耗,对不同类型磁拓扑结构下的放电通道气体放电过程进行研究。采用PIC MCC数值计算方法对等离子体产生及运输过程进行数值模拟,分析磁场分布对等离子体密度分布、电子损耗率及放电稳定性的影响,结合统计结果,得到推力器放电性能曲线,最后进行试验验证。研究结果表明,相较多极场结构,环尖场磁构型能更好地约束电子运动,大幅降低其在阳极壁面损耗率,增加电子与中性原子碰撞概率,显著提高放电效率、降低放电损耗。     

燃气分析法在高温升全环燃烧室 出口温度场试验中的应用

为了给某型高温升全环燃烧室的出口温度分布改进优化提供技术支持,采用燃气分析法和热电偶法2种测量方法测量出口温度场。燃气分析法通过2支5点非混合式取样器随旋转机构旋转1 80°,采集燃烧室出口600点样气,测量CO_2和CO_2种组分的体积分数进而计算燃气温度。在油气比0.03状态下,燃气分析法与热电偶法测量的燃烧室出口温度分布基本一致,在油气比0.037状态下,燃气分析法测到的热点温度达到2285 K,经误差分析得出CO_2和燃料热值的测量偏差对燃气分析法的温度测量影响较大,采用的燃气分析法测温系统总误差在1%以内。研究结果表明:燃气分析法是1种具有较高测试精度、可靠的高温测试技术。     

基于中心分级的高温升燃烧室性能预估

针对高推质比航空发动机高温升燃烧室的需求,提出一种中心分级燃烧室的设计方案,在保证与现有单环腔燃烧室扩压器尺寸、外机匣最大直径及燃烧室出口尺寸相同的情况下,对设计模型进行了三维数值模拟,并与现有的单环腔燃烧室数值模拟结果及试验结果进行了对比分析.研究结果表明:采用中心分级燃烧室,在获得更高温升的同时,可获得比单环腔燃烧室更高的总压恢复系数和比单环腔燃烧室更低的燃烧室出口温度分布系数(OTDF),其慢车工况下的CO排放和NO排放略高于单环腔燃烧室;在设计总油气比为0.045的情况下,温升可达1360K,总压恢复系数大于等于0.96,OTDF小于等于0.14,出口径向温度分布系数(RTDF)小于等于0.10,燃烧效率大于等于0.987.     

关于压气机过渡段设计方法的探讨

 为改善压气机过渡段内的流动损失,提高设计过程的快速性和结果的准确性。首先,发展了结合气动评估与优化算法的带支板压气机过渡段的设计方法,并编制了相应程序。针对算法各自的特点将不同的气动评估方法运用到优化方法的不同阶段,求解子午平面的二维方法用于解空间的全局寻优,精确求解三维雷诺平均Navier-Stokes (RANS)方程的方法用于进行局部寻优,这使得设计流程变得快速而不失准确性,并建立了方便进行流通面积控制的过渡段参数化方法。其次,针对一算例开展了设计工作,并分析了损失来源,结果表明过渡段的设计如果不考虑支板的影响将对结果产生重大偏差;对于进出口面积相同的过渡段设计,沿流动方向先增大后减小的面积变化有助于减小过渡段支板后半段的局部快速扩压作用与凹壁面减速作用相互叠加引起的高损失区域,避免大的流动分离;过渡段流通面积扩张度有一个最佳值,其值受支板翼型、进出口面积比等因素共同影响。最后,将本文设计方法得到的过渡段规律同前人所做类似工作得到的结论进行对比,吻合较好,说明本文发展的设计方法是可行的。     

环形引射器流场研究

采用数值模拟与缩比试验相结合的方法,对环形弓射器内部流场进行了分析,对数值模拟结果与缩比试验结果进行了比对,验证了数值仿真模型及选取的控制方程的有效性和准确性。结果表明,采用数值模拟得到的结果与缩比试验结果基本一致,数值模拟能够正确反映环形引射器流场状况。