燃烧加热污染空气对超燃冲压发动机性能影响研究

针对燃烧加热地面试验设备存在的工质污染问题,采用数值模拟方法研究了燃烧加热污染空气对氢燃料超燃冲压发动机性能的影响。以飞行马赫数Ma=6.5,当量油气比ER=0.6为计算基准状态,分别对纯净空气和污染空气来流下氢燃料超燃冲压发动机的整机流场和性能进行了对比计算分析。燃烧化学反应模拟采用了改进的H2/O2七组分八方程模型,湍流模型为标准的k-ε模型,并采用直连式燃烧室试验数据进行了数值方法的验证。研究结果表明:(1)相对于纯净空气来流,污染空气来流下的超燃冲压发动机推力和比冲均有所下降。(2)采用酒精燃烧加热器的前提下,来流参数匹配静温、静压、马赫数时,发动机性能与纯净空气来流下的结果最为接近,而匹配总温、总压、马赫数时相差最大。(3)来流参数匹配总焓、静压、马赫数的前提下,采用氢燃烧加热器时发动机性能与纯净空气来流下的结果最为接近,而采用甲烷燃烧加热器时相差最大。     

AAVM在CFM56-7B发动机轴承监控中的应用

轴承失效故障是CFM56-7B发动机的一个重要问题.本文介绍了如何通过AAVM组件监控CFM56-7B发动机轴承的健康状态,从而提高发动机的可靠性.     

737-300型飞机起落架常见故障分析

针对737-300飞机起落架系统故障有增多的趋势,指出常见故障主要有起落架位置指示和影响警告异常故障、起落架控制手柄异常引发的故障、E11起落架逻辑架故障、起落架机器原因引发的故障等。分析后总结出发生故障较多的部件主要有起落架收上锁定锁传感器、放下锁定锁传感器、逻辑电路卡、起落架控制手柄等部件。在航线维护过程中,要注意根据实际的故障信息,认真分析判断故障原因,采取有针对性的措施。     

高超声速再入钝头体表面热流计算

基于跟踪流线的轴对称比拟法,采用纯工程算法、Euler数值计算与边界层内工程算法相结合的方法,对高超声速再入钝头体的表面热流进行了计算,并将计算结果与风洞实验数据进行了对比,两者吻合较好,验证了两种工程算法在计算高超声速飞行器热环境方面的正确性.将两种工程算法与数值求解N-S方程进行对比,表明工程算法在迎风面的热流计算方面有较高的精度,节约了计算时间,很好地满足高超声速飞行器概念研究和设计的需要.      

飞行过程中座舱盖透明件温度计算分析

介绍了飞机座舱盖透明件飞行过程中温度效应的理论计算方法。通过温度载荷计算结果,分析了气动加热对座舱盖透明件产生热应力的影响,为飞机座舱盖透明件疲劳定寿中考虑其影响提供了思路和方法。     

基于流线跟踪法的气动热工程计算研究

运用结构化网格求解三维Euler方程,计算得到边界层外缘无粘流场气流参数;利用无粘流场气流参数和表面流函数的方法计算了飞行器无粘表面流线分布;在理论和半经验公式的基础上,计算了定比热比和变比热比情况下驻点热流密度,非驻点区域采用参考焓、局部相似性等方法来确定飞行器表面的气动加热,实现了数值算法与工程算法的耦合.上述方法用于求解高超声速钝双锥的表面热流分布,计算结果与经典的热流公式和实验结果进行对比,平均精度为10%左右,满足高超声速飞行器概念研究和初步设计的需要.      

热边界对封严篦齿性能影响的数值计算

为了解热边界对封严篦齿的流动特性的影响,本文采用标准k-ε模型QU ICK格式、非结构化网格和S IM PLE算法,数值模拟了模化的热态封严篦齿的流动特性。求解了速度场、温度场和压力场,分析了流场特性。计算结果表明:不同压比下,热边界热流增加泄漏减小,增强了封严效果。热流密度对泄漏系数的影响规律基本呈线性变化关系。热量传递的不均匀性会导致篦齿腔内出现小旋涡,也增强了封严效果。小旋涡出现位置和旋涡大小与热边界端面的传热量和封严段前后压比有关。      

原子磁强计原子气室无磁加热温控系统设计

介绍一种用于原子磁强计原子气室的无磁加热温控系统设计。针对温控系统加热电流产生的磁场干扰,设计了双层加热丝加热膜结构的加热器件,该加热器件利用同层平行反向电流和层间平行反向电流产生的磁场相互抵消以减小加热电流磁场噪声;设计了滑动平均滤波器对采集的温度信号实施滤波以减小随机噪声的干扰;结合设计的高频加热信号的产生电路、幅度控制电路和功率放大电路开展了实验测试。测试结果表明,研制的双层加热丝加热膜结构加热器件相比单层加热丝加热膜结构加热器件的电流磁场噪声抑制能力提高了约16倍,实现的无磁加热温控系统的温控能力达到1. 2‰。     

飞行器持续气动加热的耦合性分析

分析了飞行器持续受热过程中的耦合性,指出了耦合性在分要持续气动加热问题中的必要性。针对存在的耦合性,本文提出了一种处理方法,并在此基础上给出了部分模拟计算结果。这些结果能够定性地反映出耦合性在气动加热问题上的影响。同时指出,任何瞬态算法和技术在评估飞行器持续受热和导热问题时必须十分慎重。     

空天飞机气动热的工程预测方法

首先简要地分析了空天飞机在上升段和再入段遇到的严峻的热环境,并指出:为了进行空天飞机的概念研究和初步设计,必须发展气动热的工程预测方法。接着介绍了国外可用于预测空天飞机气动热的工程方法,其中包括预测迎风面中心线、背风面中心线和横向分布的气动加热的方法,重点介绍了 NASA Langley 研究中心的轴对称比拟三维边界层(AA 3DB L)程序和它的结果。同时,还讨论了空天飞机气动热预测的一个特殊问题即激波干扰加热,着重介绍了机身头部的弓形激波和进气道外罩唇部激波的相互干扰以及机身头部的弓形激波和机翼前缘激波间的相互干扰,对后面这种情况,还介绍了工程预测方法。