【摘 要】
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基于室温氢气驱动激波风洞实现总压28MPa,总焓4.7MJ/kg,名义马赫数10超声速空气自由来流模拟,开展二维超燃冲压发动机自由射流点火实验,实现稳定燃烧,燃烧持续时间5ms.通过此次试验,探索尝试了马赫数10超燃冲压发动机地面点火燃烧试验技术,初步获得了高马赫数超燃冲压发动机点火/燃烧过程参数和基本现象规律.试验中,采用高速相机完整记录了氢气喷注、着火、燃烧现象和燃烧持续过程,采用高频压力传感器和热电偶进行沿程壁面压力和热流测量.研究结果表明,马赫数10自由来流条件下,气态氢燃料垂直喷入超声速来流能够
【机 构】
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中国空气动力研究与发展中心 超高速所,四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心 高超声速冲压发动机技术重点实验室,四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心 超高速所,四川绵阳 62
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基于室温氢气驱动激波风洞实现总压28MPa,总焓4.7MJ/kg,名义马赫数10超声速空气自由来流模拟,开展二维超燃冲压发动机自由射流点火实验,实现稳定燃烧,燃烧持续时间5ms.通过此次试验,探索尝试了马赫数10超燃冲压发动机地面点火燃烧试验技术,初步获得了高马赫数超燃冲压发动机点火/燃烧过程参数和基本现象规律.试验中,采用高速相机完整记录了氢气喷注、着火、燃烧现象和燃烧持续过程,采用高频压力传感器和热电偶进行沿程壁面压力和热流测量.研究结果表明,马赫数10自由来流条件下,气态氢燃料垂直喷入超声速来流能够实现自点火,并发生剧烈燃烧,燃烧区域压力上升幅度40％,壁面热流上升幅度达100％.
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为准确评估涡扇发动机冠状喷口的气动性能,提出了一种基于流量守恒的出口定义方式,并验证该出口定义方式与物理出口的一致性,对冠状喷口在设计点和非设计点工况下的气动性能进行了系统性评估与考察.结果表明:在设计点工况下,冠状喷口外形参数中,内切角对推力性能影响最大、齿数影响次之、齿长影响最小;冠状喷口下游流向涡对是导致剪切层增厚、湍动能衰减、核心区长度减小的主要原因;在非设计点工况下,冠状喷口可有效降低出口附近的激波强度,使其堵塞状态压比远高于基础构型喷管.
针对跨声速涡轮叶栅单点优化方法难以获得整体工况性能提升、多点优化方法难以确定合理目标函数形式的问题,提出了两点优化的方法.为了节约优化时间成本,优化过程采用EIF(Equiva?lent inviscid flow)模型进行数值模拟,通过添加惩罚函数保证叶栅满足设计流量和负荷要求,并采用叶栅效率线性平均的目标函数形式进行评价.选择两组跨声速涡轮叶栅进行优化设计,并利用CFD方法分析叶型变化对流场马赫数、激波和损失产生的影响.结果显示,所提出的优化设计方法在保证设计工况性能的同时,能够提升叶栅整体工况性能.
利用超声悬浮的方法为液滴提供静止、无接触初始条件,用高速摄影机拍摄液滴,研究不同直径乙醇液滴在Weber数5～90,脉冲气流冲击作用下的变形与运动特性.研究结果表明,随着韦伯数的增大,液滴先后产生常见的袋状破碎、袋状/蕊心破碎、羽状/液膜稀释破碎.不同破碎模式在本质上都是袋状破碎,包括边缘环袋破碎与液核多袋破碎.Weber数越大,边缘环袋破碎作用越弱,液核多袋破碎越占据主导地位.乙醇液滴的迎风面顶点纵向运动遵循匀加速规律,其无量纲位移与无量纲时间符合二次函数关系式.液滴在横向的扩散过程分为两个阶段:一个是
为了促进空气涡轮火箭发动机燃烧室内来自压气机的空气和流经涡轮的富燃燃气的掺混与燃烧,基于空气涡轮火箭发动机燃烧室入口结构参数设计了波瓣混合器,并采用数值模拟方法通过调整张角及瓣宽比对波瓣结构进行优化.结果表明:(1)保持外张角不变,增大波瓣内张角可以有效改善内涵燃料在燃烧室中心轴附近区域燃烧不完全的状况;(2)在内、外张角相同的条件下,通过减小瓣宽b2使瓣宽比Bˉ大于1可以提升掺混及燃烧效率;(3)相对于非反应流动,波瓣诱导流向涡在反应流中强度更高,沿径向向外移动的速度也更快;(4)带有波瓣结构的燃烧室内
为研究Zukauskas关联式在计算微细换热管束管外换热特性上的适用性,利用数值分析方法,在分析空气横掠微细管束换热特性基础上,发现空气横掠管束入口几排换热管的换热尤为强烈,温降过程沿着流动方向呈现由急变缓的特点,剧烈的温度变化造成Zukauskas关联式按照一般均物性方法计算时,计算结果偏高27％以上;对比分析可知,过于剧烈的温度变化使基于换热管束整体给出的对数平均温差作为平均换热温差的处理方法不再适用;根据空气温度变化的特点,按照流动方向将换热区域分成若干部分,再分别利用Zukauskas关联式计算,
等离子体助燃是一种新型的强化燃烧技术.因此本文创新性地研制了基于旋转滑动弧等离子体的强化燃烧头部,建立了航空发动机三头部燃烧室实验件的等离子体助燃实验平台,验证了该等离子体强化燃烧技术应用于型号发动机燃烧室的可行性.实验研究等离子体助燃在不同余气系数和不同输入电压条件下对平均出口温度、燃烧效率、温度分布系数以及熄火边界的影响.实验结果表明,与正常燃烧相比,施加等离子体助燃后的燃烧效率有明显的提高,在输入电压U0=240V,余气系数α=0.8的工况下,等离子体助燃的燃烧效率提高3.24％.实施等离子体助燃后
为了研究圆角横槽结构对气膜冷却效率的影响,选取槽深、槽宽、圆角半径、吹风比四个影响因素进行正交实验,采用压力敏感漆测试技术对圆孔冷却结构和圆角横槽结构的气膜冷却效率进行测试.结果表明:在低吹风比(BR=0.5)、中吹风比(BR=1)、高吹风比(BR=1.5)下,除Case 3外,圆角横槽的面平均气膜冷却效率均高于单一圆孔.圆角横槽的面平均气膜冷却效率相对于圆孔冷却结构最高可以提高127％,Case 1～9中,优化组合的结构参数为:槽宽2.4D(D为孔径),槽深0.6D,圆角半径0.9D,优化组合面平均气膜
为了研究主燃级周向燃油喷点数目对回流燃烧室NOx排放的影响,采用数值模拟方法对一种带有主燃级多点燃油直接喷射、贫油预混预蒸发头部的回流燃烧室流场进行研究,分析了回流燃烧室的冷态及热态流场特征和主燃级周向燃油喷点数目对NOx排放特性的影响.结果表明:(1)主燃级喷点数目对速度场的影响主要集中在主燃级出口下游,对预燃级出口速度场影响较小.(2)随周向喷点数目增加,油气掺混效果改善,高温区收缩,NOx排放量降低.(3)NOx质量分数分布受速度场和温度场耦合影响,主要集中于预燃级下游的高温低速回流区内.
针对液体姿轨控发动机差动活塞式热气自增压系统,设计了间接比对式、直接比对式和电磁阀控制式等三种方案,分析了系统工作原理,建立了动态仿真模型,进行了动态特性研究,并分析了各方案技术特点.研究结果表明:间接比对式系统起动药量为2.64g,起动时间为0.688s,系统自锁时贮箱压力为7.58MPa,偏离额定值9.86％,可预包装设计.直接比对式系统起动药量为2.43g,起动响应时间为0.573s,推进剂贮箱最大工作压力为7.09MPa,偏离额定值2.75％.该方案引入了阀芯杆处热滑动密封及流量调节器气液腔隔离面
为掌握交错肋冷却结构应用在涡轮叶片不同区域的流动传热性能,针对一种交错肋冷却结构在三种不同流动配置中在等质量流量和子通道雷诺数工况下进行了数值计算研究.三种流动配置包含了径向流动配置(RFC),横向流动配置(CFC)和转折流动配置(TFC).通过比较本研究得到的数值模拟结果与公开文献中的实验数据,定性定量地验证了数值计算的有效性.在等冷却质量流量下,RFC配置拥有最高的平均努塞尔数和压力损失,而CFC和TFC配置的平均传热性能相似且明显降低,但压力损失大大减少.在相同的子通道雷诺数下,三种流动配置下的交错