小推力高室压NTO/MMH火箭发动机实验系统管路流阻特性实验

为研究小推力高室压NTO/MMH(四氧化二氮/甲基肼)火箭发动机实验系统管路流阻特性,对管路流阻理论、冷流实验及点火实验进行对比分析研究.通过管路介质流动能量损失计算,建立NTO/MMH管路流阻特性理论模型.开展无水乙醇冷流实验及NTO/MMH小推力高室压火箭发动机点火实验,以最小二乘法确定流阻特性实验拟合公式.与冷流实验结果相比,无水乙醇流量分别为0.10~0.40kg/s,0.09~0.36kg/s时,NTO/MMH管路理论流阻平均误差分别为5.42%,3.67%;与点火实验结果相比,真实推进剂流量分别为0.39~0.47kg/s,0.26~0.31kg/s时,NTO/MMH管路理论流阻平均误差分别为2.44%,2.47%,基于冷流实验预测的流阻平均误差分别为5.74%,3.46%,NTO流量为0.47~0.51kg/s(不含0.47kg/s)时,管路理论与冷流实验预测的流阻平均误差分别为16.56%,9.73%.实验与分析结果可应用于小推力高室压NTO/MMH发动机点火实验,并为实验系统设计提供必要支持.      

高旋转数下直肋U型方通道的换热特性研究

通过提高U型通道气体压力到500kPa以上,将实验雷诺数Re和旋转数Ro范围分别扩展到10000～70000和0～2.0,从而匹配真实发动机转子叶片的工作条件。在此基础上实验研究了高旋转数下带直肋的、方形截面的U型通道的换热特性。研究结果表明:第一通道前缘面的努塞尔数比随旋转数的增大先下降后增强,该临界旋转数为定值Roc=0.26;随着旋转数的增大,第二通道前缘面的努塞尔数比一直高于后缘面,与光滑通道中的换热规律不同;随着旋转数的增大,第二通道内外侧面努塞尔数比的差异逐渐减小,在临近出口处几乎没有差异,与光滑通道相比正好相反。     

燃烧过程中碳烟辐射特性预测方法评述

碳烟辐射特性研究对正确预测火焰连续辐射非常重要。对基于Rayleigh理论的经典碳烟光谱吸收系数和灰体吸收系数预测模型进行了详细综述与分析,并对与预测模型密切相关的碳烟复折射率研究状况和碳烟吸收系数模型常数的应用情况进行了分析总结,对碳烟聚合物辐射特性的预测方法进行简要概述。分析认为,目前燃烧碳烟辐射特性预测仍以传统的Rayleigh理论近似方法为主,但需注意模型常数的不确定性及选取。基于分形理论的碳烟聚合物辐射特性预测方法更加准确,但由于其自身的复杂性,目前主要以方法研究为主,鲜见用于燃烧过程中火焰辐射的模拟,因此火焰中碳烟聚合物的辐射特性预测仍有待进一步开展研究。     

球面收敛二元矢量喷管气动及红外特性研究:模拟地面状态

采用数值模拟方法对涡扇发动机排气系统球面收敛二元矢量喷管的气动和红外辐射特性进行了研究,研究仅针对地面状态和俯仰偏转.结果表明:俯仰偏转角在小于20°范围内,俯仰偏转对排气系统推力系数和总压恢复系数的影响微弱,气动推力矢量角与俯仰偏转角几乎相等;由于气体的容积性热辐射特征,喷管俯仰偏转角的变化引起高温喷流红外辐射的方向性变化明显,喷管俯仰偏转时的热喷流在3~5μm波段红外辐射呈现一定幅度的增加;排气系统在3~5μm波段的红外辐射峰值随俯仰偏转角的增加而趋于减小,其出现位置小于俯仰偏转角;在大的俯仰偏转角下,排气系统在垂直探测平面上方的红外辐射较无矢量偏转情形有所降低,但在探测面下方却有明显的增强,导致另一个峰值的出现.      

进口探针支杆对1.5级压气机气动性能的影响

为了评估进口测试探针支杆对压气机气动性能的影响,定常计算了包含不同直径、轴向位置、周向位置及形状的探针支杆的1.5级压气机特性线。结果表明,较无进口探针支杆的工况,带探针支杆的压气机特性线整体向左下方偏移。圆柱型支杆较迎风面积相同的长条型支杆而言,使压气机特性线衰减更严重;随支杆直径增加,压气机特性线偏移量增大,5mm,10mm及20mm的支杆使压气机平均效率分别降低0.8%,1.32%及2.28%;支杆周向位置、轴向位置对压气机特性线无影响。分析定常及非定常数值计算结果发现,当支杆尾迹引起的进口气流角脉动位于进口导叶不敏感角范围内时,导叶的整流作用使导叶下游压气机性能不受进口支杆的影响。     

考虑流固耦合作用的一维供应管路-喷嘴系统动力学特性

为了更加深入地研究供应管路-喷嘴系统的动态特性,在喷嘴动力学理论的基础上,建立了考虑供应管路流固耦合作用的传递矩阵组合计算模型。针对三种典型液体火箭发动机喷嘴与一维供应管路组成的系统,开展了两端固定边界的系统动力学特性数值模拟。结果表明:管路结构谐振与管内流体谐振所导致的喷嘴出口位置流体速度振荡量级相当,管路流固耦合作用对系统动态特性的影响不能忽略;管路结构谐振是造成其固定位置应力的频率响应幅值较高的主要因素;当流体与结构的谐振频率接近时,会产生一个大带宽、高幅值的应力耦合振荡区间,随着管壁厚度的增大,耦合振荡的带宽也随之增大;对于文中算例,流固耦合作用对流体谐振造成的系统振荡具有约5%的降频作用。     

液体火箭发动机充液导管流固耦合动力学特性

为了深入研究流固耦合（FSI）作用对液体火箭发动机充液导管频率特性的影响,采用传递矩阵法(TMM)建立了空间导管流固耦合动力学计算模型.针对真实发动机导管开展了传递矩阵模型与传统基于附加质量的有限元(FEM)（非耦合）模型仿真计算以及模态试验验证,比较了管径、壁厚等结构参数对导管流固耦合作用的影响.结果表明:在流固耦合作用下,导管各阶谐振频率减小、而对应的流体振荡与结构振动幅值增大.管径对导管低阶频率特性的影响较壁厚对其影响更大.对于该算例,当管径大于设计值30%后,耦合作用引起的1阶频率误差高于10%,此时流固耦合不能忽略;而壁厚对1阶谐振频率的影响则小于8%.      

高压涡轮导叶冷却结构对热应变特性的影响

为了研究燃气轮机起动过程中导叶冷却结构对热应变特性的影响,基于气热耦合的方法,对具有尾缘劈缝冷却结构和叶根排气冷却结构的高压涡轮导叶热应变特性进行数值研究。通过研究导叶的气动特性和传热特性,计算获得导叶表面的对流换热系数,并以换热系数作为热边界条件进行热-结构耦合求解,得到导叶在燃气轮机起动过程中的瞬态热应变场。研究结果表明:燃气轮机起动的前10s以及50s之后,冷却结构对导叶热应变影响较大;劈缝结构导叶的最大热应变比叶根排气结构最大热应变大47%;叶根排气结构热应变特性更优于尾缘劈缝结构。     

四发螺旋桨滑流对某运输机气动特性的影响研究

四发螺旋桨飞机滑流影响区较大,需要准确获得滑流引起的升力、阻力和俯仰力矩特性的变化以评估飞机的飞行性能和品质.采用动力模拟风洞实验研究某运输机在滑流影响下的气动力特性,包括升阻特性、俯仰力矩特性和升降舵效率,并采用七孔探针技术测量平尾区的尾流场特性.结果表明:滑流对气流加速的效应使得飞机的升力、阻力均有增加,升阻比在典型巡航和爬升状态下分别降低了6％和20％;滑流随迎角的增加从下至上扫掠过平尾,使得俯仰力矩和升降舵效率出现明显的非线性变化.     

端壁合成射流对高负荷扩压叶栅损失特性的影响

利用端壁合成射流技术对高负荷扩压叶栅内的流动分离控制展开数值研究,探讨其改善损失的作用机理及影响因素。研究结果表明,端壁合成射流可以显著提升叶栅气动性能,使总压损失最大降低21.63%,静压升提高5.60%。射流形成的流向射流旋涡通过上洗/下洗作用促进了端壁附面层与主流高速流体间的动量交换,阻碍了通道涡向叶展中部的迁移、削弱其展向影响范围,并通过流向动量注入效应增大了激励缝下游流体的能量,从而推迟流动分离、降低叶栅损失。激励位置和射流角度是影响端壁合成射流作用效果的重要参数,当激励位于角区分离线上游附近且射流角度较小时,流动控制效果最佳。此外,提高射流动量也有助于增强其控制流动分离的能力。