探索新型陶瓷热障涂层材料助力航空航天发展——访昆明理工大学材料科学与工程学院冯晶教授

热障涂层对于航空发动机的重要性体现在哪些方面?国内热障涂层的研究及应用处于怎样的水平?冯晶:航空发动机的重要技术 是两盘一片和热障涂层,热障涂层是四大关键核心技术之一。航空发动机的效率取决于温度,温度越高效率也越高,但提高发动机的使用温度,要考虑材料是否耐受,目前发动机燃气的燃烧温度可以达到1500~1600℃,到达材料表面的温度大概是1100℃左右。未来对于航空发动机的要求将越来越高,其使用温度可能达到1800℃、2000℃,甚至更高。那面临的一个问题,就是如何保 证材料在这么高的温度下还能正常运转。目前发动机最常用的材料是镍基超高温合金,其服役的最高温度是1100℃左右,而且这个指标事实上还很难完成,那就需要使用热障涂层让其达到使用要求。     

航空发动机单管燃烧室试验器测控系统设计

为满足新型燃烧试验需求,针对航空发动机燃烧室试验中单管试验器的特点,提出并设计了1种基于以太网的分布式测控系统。详细阐述了该系统的总体设计方案,分别从软件和硬件两方面研究分析了该系统的详细设计过程,并对其进行了测量不确定度分析。目前该系统已经完成试验前调试,并已顺利完成了多项单管燃烧室燃烧试验任务。结果表明:该系统可靠性高、稳定性良好、通用性强,满足试验器测控需求,具有较高的工程应用价值。     

微重力燃烧实验系统多功能支撑平板结构设计

微重力燃烧实验柜安装在载人空间站内,其用途是为研究燃烧提供良好的微重力环境,因而对燃烧理论和模型发展、空天推进动力技术突破、空间防火安全设计等具有重要价值.多功能支撑平板是燃烧实验系统中固定各种光学诊断设备、燃烧室以及辅助类组件的关键支撑结构.在考虑重量和尺寸约束的条件下,平板需保证足够的刚度和安装空间.通过分体式结构设计,使平板在满足安装空间需求的同时能够顺利通过舱门;通过有限元模态分析及优化设计,使平板在满足重量约束的条件下具有足够的刚度.      

当量油气比对内燃波转子燃烧特性的影响

为了研究当量油气比对内燃波转子燃烧特性的影响规律,采用控制变量法,保持内燃波转子转速、混气填充速度不变,通过调节燃料喷射体积流量改变混气的当量油气比。在不同的当量油气比下开展内燃波转子燃烧特性试验。试验结果表明:当量油气比对于内燃波转子燃烧过程影响很大,随着当量油气比的增加,内燃波转子获得的燃烧压力增益增大,在内燃波转子转速为900r/min、混气填充速度为6.741m/s、当量油气比为1.442时,6个工作循环内平均燃烧压力增益达到246.29％,火焰平均传播速度随当量油气比呈类似正态分布,在化学恰当比附近达到最大10.8m/s。当量油气比小于1时,两组工况下火焰锋面呈向下倾斜状传播,当量油气比大于1时,两组工况下火焰锋面呈向上倾斜状传播。      

乙烯燃烧化学动力学机理的简化与分析

为了获得高精度、小尺寸的乙烯简化机理,采用基于误差传播的直接关系图(DRGEP)法和反应路径分析(PFA)法对USC(University of Southern California)-Ⅱ机理在宽范围工况下进行简化,通过取交集方式得到了包含38个组分和243个反应的框架机理,采用灵敏性分析得到了包含30个组分和167个反应的框架机理,其最大点火延时误差为7.10%。在较宽的工况范围内对30个组分的框架机理进行了验证与机理分析,结果表明:此框架机理在点火延时,火焰传播速度,温度曲线,组分摩尔分数曲线,反应的灵敏性系数,反应路径和不确定性等燃烧特性参数与详细机理吻合较好。通过准稳态假设(QSSA)方法简化得到了更适用于工程应用的24个组分和20个总包反应的全局简化机理,并验证了其点火延时。      

高空环境下喷嘴参数对航空活塞发动机燃烧与性能的影响

以一台四缸四冲程压燃式航空煤油活塞发动机为研究机型,运用工程系统高级建模和仿真平台软件(AMESim)仿真软件建立了发动机的整机模型,并使用台架实验的采集数据对该仿真模型进行了验证。在高空环境中,仿真分析了飞行器起飞工况、最大巡航工况下发动机喷油器的不同喷孔数、孔径对发动机燃烧过程、性能和NOx排放特性的影响。计算结果表明:稳态工况下,随着喷孔数的增加,最高燃烧压力和温度增加,瞬时放热率增长速度快且峰值上升;同时,缸内预混燃烧得到强化,燃烧始点提前,滞燃期和燃烧持续期缩短,燃烧重心前移,循环热效率增高,但同时会提高NOx的生成量;在飞行器瞬态变海拔的起飞工况下,多喷孔数、小孔径的喷油嘴有利于航空活塞发动机在高空环境下恢复发动机功率,提升飞行器的动力性和续航性能。      

激波引燃冲压发动机一体化流场数值模拟

激波引燃冲压发动机是一种采用爆轰形式组织燃烧的吸气式高超声速飞行器动力系统。采用AUSMPW+迎风格式、氢氧7组分8步基于反应模型,在非结构网格离散域上求解二维多组分化学非平衡流Euler方程。采用发展的数值方法求解了激波引燃冲压发动机内外一体化流场,研究了台阶长度、斜劈尖角度对发动机流场结构和发动机性能参数的影响规律。计算结果表明,所发展的数值方法能用于激波引燃冲压发动机的一体化流场和性能预示计算;台阶长度和斜劈尖角度影响发动机流场结构和预混气体能量释放程度。推力和燃料比冲均随台阶长度的增大而增大,随斜劈尖角度的增大而减少。     

二元进气道夹角对冲压发动机二次燃烧的影响

利用RNG κ-ε湍流模型及单步涡扩散化学反应模型,对采用双侧二元进气道的火箭冲压发动机补燃室内纯气相化学反应流场进行了数值计算,分析了进气道夹角和一次燃气喷嘴结构对冲压发动机燃烧的影响,总结了3种不同燃气喷嘴结构冲压发动机的燃烧效率随进气道夹角的变化规律,为冲压发动机的设计提供参考。     

基于伴飞模式的补给星轨道设计与优化

针对采用伴飞模式的星座燃料补给问题,本文对其补给星的轨道进行了设计与优化。在给出补给星的轨道设计之后,利用遗传算法对补给星轨道机动所消耗的燃料质量以及每次转移给工作星的燃料质量进行了优化求解,使得补给星燃料利用率达到最高。仿真结果同时给出了燃料利用率与工作星轨道高度以及星座中卫星数目之间的关系,该结论对采用伴飞模式的星座燃料补给研究提供了较好的理论参考。     

同轴撞击气-气喷嘴数值模拟和实验

为进一步深入研究喷嘴结构参数对气-气掺混燃烧特性的影响,针对氢向氧斜喷带撞击角度的气-气喷嘴开展了实验和数值模拟.实验研究了撞击角度对燃烧效率和燃烧室壁面温度的影响,数值仿真分析了撞击角度对喷注面板和氧喷嘴管壁温的影响.结果表明:随着氢向氧撞击角度的增大,推进剂燃烧效率、燃烧室壁面和氧喷嘴出口管壁面热载降低;氢向氧撞击角度的引入,增大了喷注面板热载.