航空发动机性能与二次空气系统的耦合仿真模型

提出了一种航空发动机整机全流域零维仿真方法。该方法采用模块化建模的思想,集成并实现了发动机过渡态总体性能模型与空气系统模型之间的动态数据交互和耦合求解,基于面向对象的技术开发了模块化的仿真程序,以某涡扇发动机的核心机为对象建立了仿真算例,模拟并分析了过渡过程中空气系统各引气、汇流支路的动态变化及其对发动机总体性能参数的影响。结果表明:发动机主流道与内流空气系统的动态交互作用虽然并不会显著影响发动机过渡过程总体性能参数,但却足以造成空气系统各局部支路显著的非均衡响应,这是现代高性能航空发动机精细化设计中不应忽略的因素。      

支板凹腔耦合超燃燃烧室燃油动态调节研究

在纯净空气来流下,对以液态航空煤油为燃料,以支板凹腔耦合方式稳焰的超燃燃烧室的燃油动态调节进行了研究,采用两台柱塞泵供油,结果表明:总燃油当量比为0.83的条件下,动态切换支板喷射位置从上游到下游的过程中,燃烧室上游的壁面压力先下降后上升,而靠近出口的壁面压力则先上升后下降,并最终稳定;动态调节支板喷射的当量比,壁面压力峰值随当量比升高而升高,但壁面压力提升的起始位置随当量比升高向上游移动;通过试验验证动态调节后的稳定时间足够,试验数据可靠。     

新型空气/酒精火炬点火器设计及试验

为满足燃烧装置对点火系统低时序控制精度和运行参数宽范围可调的需求,设计了一种能够在宽油气比范围内工作,且对燃料和氧化剂注入时序要求较低的空气/酒精火炬点火器。该火炬点火器利用气泡雾化喷嘴组织燃料雾化,采用电嘴进行点火,开展了不同气液质量比和当量比下火炬点火器的热态调试,并将其作为点火装置应用于燃烧加热器开展点火试验。结果表明：火炬点火器在空气注入稳定后即可注入燃料点火起动,对燃料和氧化剂注入时序要求较低;在气液质量比5.73%~19.56%和当量比0.51~2.48内,火炬点火器均能实现快速点火和稳定燃烧,具备点火参数在较宽范围内调节的能力;将火炬点火器应用于燃烧加热器,可迅速点燃主气流,在燃烧加热装置上有良好应用前景。     

某型发动机空气导管静强度分析

针对某型发动机空气导管实际使用过程中出现的裂纹故障,利用有限元建模和分析方法,对该型空气导管进行了静强度分析,分别计算了空气导管在离心载荷、扭矩、温度场以及综合作用下的应力场,结果表明导管静强度满足设计要求,裂纹产生的主要原因是焊接残余应力未得到有效消除。     

大气压条件下高焓空气等离子体流场特性及应用

评估和鉴定高超声速飞行器防热材料使用性能,需要在能够模拟飞行气动热环境的高焓设备中进行大量地面试验。详细介绍了一种能够运行在大气压条件下的电感耦合等离子体设备,该设备能够产生多种气体（空气、氮气、二氧化碳、氩气）的等离子体射流,运行功率范围为27~85.5 kW,最大运行效率可达77.9%。通过对30 mm的亚声速喷管出口8 mm处空气等离子体流场参数高精度重构和发射光谱测试研究,获得了气体温度和光谱发射强度沿径向的分布,等离子体的焓值范围为8.54~22.2 MJ/kg,驻点热流最高可达721 W/cm²。选定2个试验状态对典型防热材料C/SiC进行烧蚀氧化考核试验,并通过与国内外同类设备比较,表明该大气压感应耦合等离子体设备达到国际先进水平,完全具备开展高超声速飞行器防热材料性能改进地面模拟试验的能力。     

直升机环境控制系统应用现状分析

为给我国直升机加装环控系统提供有益经验,文章总结了各类常见的机载制冷系统、制热系统,统计了典型直升机的环控系统形式,分析认为未来直升机环控系统发展趋势为蒸发循环制冷系统联合发动机引气加热系统。通过分析机载蒸发循环制冷系统中主要部件制冷压缩机、换热器及节流装置的性能要求,今后在选装机载蒸发循环制冷系统部件时,应优先考虑选用涡旋式压缩机、平行流换热器、电子膨胀阀。     

在电离层飞行的航天器近尾迹内电子数密度渐近解

本文讨论了航天器近尾迹流场电子数密度分布,给出无碰撞假设下等离子体绕带电圆盘流动的近尾迹流场渐近解。用匹配渐近展开法求解实际可能现出的三种情形的电子数密度分布。所得的摄动解对近尾迹流动的理论和数值研究有指导意义。     

超音速射流对发射筒底箱的冲击流场计算

本文计算分析了导弹垂直发射系统中增压箱的内部流场.计算采用守恒型格式的FLIC方法,加入显式人工粘性,捕获了超音速射流冲击流场中的激波.计算结果表明:流场中的最大压力值在射流对称中心线上,并沿径向压力逐渐减小,这一规律与Bouslog,Stanley A.等人的实验结果相吻合.     

机体腹部开口对飞行器气动性能的影响

以远程能量传输飞行器为研究背景,基于FLUENT软件求解三维非定常欧拉方程,对飞行器外形的复杂绕流场进行了数值模拟,对飞行器机身及全机在腹部能量入射舱打开和关闭状态下的气动特性进行了计算和分析.结果表明:飞行器腹部能量入射舱开口对单独机身所带来的气动性能损失很大;对全机的升力影响很小,而对全机的阻力和升阻比影响较大.