冲击加多斜孔双层壁冷却方式气膜绝热温比研究

采用传热传质类比方法 ,对冲击加多斜孔双层壁冷却方式气膜绝热温比进行了实验研究。主要考虑了双层壁夹缝高度、冲击壁、吹风比、孔排列方式、以及孔间距对局部绝热温比的影响。并且给出了根据 5种几何结构实验板的展向平均绝热温比沿流向的分布运用最小二乘法拟合公式。研究结果表明 :对某一确定几何结构的多斜孔实验板 ,加冲击壁与否以及双层壁间夹缝高度的变化对相同吹风比下的绝热温比影响甚小 ,局部绝热温比的分布主要取决于吹风比和孔阵排列方式。从绝热温比考虑 ,叉排长菱形排布比较理想。

封闭空间内单孔冲击局部换热特性研究

在相似理论指导下用恒热流方法研究了封闭空间内单孔冲击局部换热系数。总结了不同流动、几何结构参数对冲击换热系数影响的一些规律。并且根据线性拟合法给出单孔冲击平均换热系数的拟合公式 。

喷管超声段壁面冷却热态试验研究

在高温条件下 ,对三种轴对称收 扩喷管超声段壁面排气引射冷却方案 (缝隙式气膜冷却、离散孔气膜冷却和冲击 气膜组合冷却 )进行了试验研究。得到了不同冷却方案的壁面压力分布、壁面温度分布和红外辐射特性 ,以及冷却气流量对这些性能的影响。结果表明 :采用排气引射冷却技术可以大幅度降低喷管的壁温和红外信号特征 ,其中缝隙式气膜冷却的应用前景最好 ,离散孔式气膜冷却值得深入研究 ,冲击

燃烧室主燃孔下游气膜绝热温比研究

对单个主燃孔射流下游的缝槽气膜绝热温比进行的实验研究中 ,采用了CO2 传热传质类比方法测量气膜的绝热温比 ,考虑了三种气膜吹风比和两种主燃孔射流动量比。研究结果表明 :主燃孔射流的引入破坏了气膜的完整性 ,相对于正常气膜的绝热温比值 ,主燃孔射流正下游区域的气膜绝热温比大幅度下降 ,在横向偏离主燃孔射流较远的下游区域 ,气膜绝热温比有一定程度的下降 ;气膜吹风比对气膜绝热温比的下降有较大影响 。

高温升燃烧室贫油熄火稳定性研究

高温升(ΔT=1150K)燃烧室的头部采用三级涡流器与单油路预膜气动雾化喷嘴相互匹配。为了分析二者对改善贫油熄火稳定性的最佳匹配,对8组三级涡流器的流量分配和出口角旋向组合不同的匹配方案进行了试验研究。结果表明:三级涡流器的流量分配对贫油熄火有一定影响;而出口角旋向组合则对其影响显著,且最佳旋向组合为第一级右旋45°—第二级左旋40°—第三级左旋40°。此外,最佳匹配方案的贫油熄火稳定性优于基准方案。

锥形液膜Kevin-Helmholtz波不稳定性的实验研究

采用PIV激光粒子测速仪获得了不同喷嘴液压差下锥形液膜子午截面的波动破碎图像.测得不同液压差下离心喷嘴锥形液膜的各项特性参数,如液膜半锥角、液膜破碎前长度等.研究了半锥角和液膜破碎前长度随液压差的变化规律.根据试验结果,总结出了计算C参数的经验公式,并利用此关系式求解色散方程,得到不同液压差下的液膜破碎点扰动波波长.预测值和实验结果进行了对比,对比发现:理论预测值的变化趋势同实验结果完全一致.

喷管超音段壁面排气引射冷却方案气动特性研究

在常温条件下 ,对 3种轴对称收扩喷管超音段壁面排气引射冷却方案 (缝隙式气膜冷却、离散孔式气膜冷却和冲击—气膜组合式冷却 )的气动特性进行了试验研究 ,得到了不同冷却方案的推力系数、壁面压力分布和抽吸特性以及冷却气流量对这些性能的影响。试验结果表明 :与常规轴对称收扩喷管相比 ,采用排气引射冷却的喷管具有更好的推力特性 ,3种喷管的抽吸特性都优于轴对称基准喷管。

轴对称矢量喷管内流特性的数值模拟研究

利用矢通量分裂有限体积格式和 B-L湍流模型 ,采用 TTM网格生成和局部网格加密技术 ,求解三维N-S方程 ,对轴对称矢量喷管的内流流场进行数值模拟 ,并将计算结果与模型试验结果进行了分析比较。研究结果表明 ,在矢量状态下 ,计算结果和试验结果相比 ,壁面静压分布的相对误差不大于 1 3% ,气动矢量角的相对误差不大于 1 0 % ,推力系数的相对误差不大于 2 % ,所开发的计算方法和计算程序可用于轴对称矢量喷管的工程设计。

声激励喷流流动的实验研究

本文就喷管上游加入“声激振”对喷流流动特性的影响进行了机理性实验研究 ,得出在不同声激振参数和喷流工况条件下的喷流参数变化规律及相应的流动显示图象。实验结果表明 ,一定的声激振能量可引起喷流核心区长度缩短 ,掺混宽度增加 ,并对外界空气增大引射掺混。这一机理对于飞行器引射增力器增加推力和降低喷管壁面温度。

燃烧室头部两相流场实验研究

本文采用 PDA对燃烧室头部两相流动特性进行了研究 ,实验研究的模型燃烧室包括旋流器、喷嘴和火焰筒壁 ,保证气流结构与真实发动机燃烧室相似。实验对回流区内两相流场进行了细致的测量 ,给出粒子与气体速度分布 ,粒子的 SMD、通量。

两种涡扇发动机排气系统红外辐射特性的比较

针对弹用涡扇发动机,计算和比较了3μm～5μm波段轴对称分开排气喷管和轴对称混合排气喷管的红外辐射特性,并与模型实验的结果进行了比较。结果表明,两种类型的排气喷管在红外辐射的空间分布和光谱分布特性方面具有相似的特征,但是红外辐射强度的数值有较大差别;内、外涵混合排气,可以显著降低喷管空腔、尾喷流和整个排气系统的红外辐射。

某新型旋流燃烧锅炉的数值模拟

某新型电站锅炉采用了双通道轴向旋流燃烧器、对冲布置、尾部双烟道、烟气挡板调节再热汽温、喷水降温调节过热汽温 ,一次再热、平衡通风的设计。为了更好地把握锅炉的各种性能 ,本文用商业软件FLUENT ,采用相对成熟的数学物理方法 ,对该锅炉进行了全三维燃烧的数值模拟研究 ,详细分析了炉膛内部的温度场和速度场 ,结果表明 :该锅炉的设计基本合理。所进行的数值模拟研究 ,为锅炉的设计、运行及以后的修改设计提供了有益的参考。

利用ENSAAP程序计算喷管超音段壁面排气引射冷却系统性能与分析

在基线发动机性能计算的基础上 ,利用引射喷管抽吸特性和二次流进气系统的流量平衡技术 ,研究并提出了一种多缝引射喷管方案 ,用于降低喷管超音段壁面的温度 ,并开发出多缝引射喷管尺寸与分析程序ENSAAP。利用该计算程序 ,可分别计算设计条件下和非设计条件下的冷却空气流量和安装多缝引射喷管后所造成的安装推力损失 ,以及安装多缝引射喷管对发动机重量和飞机航程的影响。本项研究为发展具有低可探测性的先进发动机排气系统提供了可行的冷却方案和设计基础。

用大变形解析法和小变形解析法计算轮盘破裂转速的比较

简单介绍了用于计算轮盘破裂转速的两种解析计算方法，即基于Ｎａｄａｉ形变理论的大变形解析法和基于小变形理论的小变形解析法。列出了用两种方法计算轮盘破裂转速和应力、应变场的结果，并得出一些有意义的结论。

高压燃烧室的冒烟测量

在单头部主燃烧室试验件上进行的高温高压试验研究中 ,冒烟是研究发动机排放特性的一个参数。为了避免直接加热器所产生的燃气中的冒烟对主燃烧室冒烟测量带来的误差 ,该冒烟测量是在主燃烧室常温下进行的。最后根据试验数据校验与之类似燃烧室冒烟经验模型。经验模型根据GE公司的F10 1发动机燃烧室的冒烟经验模型得出SN8=2 .6 2 +0 .85 3[ln(Ss) ]。在压力范围为 2 .0～ 3.2MPa之内 ,试验数据与经验模型的计算结果吻合较好。但是试验研究发现 ,燃烧室进口空气压力增高 ,冒烟显著增加。因而 ,该模型不能应用到 3.8MPa以上的高压力范围。

单、双环腔燃烧室燃烧性能的对比(英文)

保持单环腔主燃烧室的扩压器,外机匣最大直径尺寸以及喷口不变的前提下,将其火焰筒结构重新设计为并联式双环腔结构,设计了6种不同旋流器组合的双环腔结构燃烧室.采用相同的物理模型(包括湍流模型、辐射模型、喷雾模型及污染排放模型等),对单、双环腔主燃烧室分别进行全流程的三维计算.给出了燃烧室的总压恢复系数、燃烧效率、燃烧室出口温度分布系数、污染排放指标等燃烧室性能参数.对比分析了单、双环腔燃烧室的计算结果.结果表明,双环腔燃烧室置换单环腔燃烧室是可行的,该研究可为大飞机低污染大法动机的设计提供技术支持.

超音通流风扇发动机初探

从不同的角度对超音通流风扇发动机进行了探讨，介绍了超音通流风扇（ＳＴＦＦ）的工作模式及超音通流风扇与涡轮喷气发动机（ＳＴＦＦ－ＴＪ）、空气涡轮火箭组合发动机（ＳＴＦＦ－ＡＴＲ）的性能优势，讨论了ＳＴＦＦ发动机与飞机的一体化问题，分析了影响安装阻力的主要因素。指出ＳＴＦＦ发动机比传统的涡轮风扇发动机（ＴＢＥ）的摩擦阻力系数低，升阻比高，说明这是一种有巨大潜力的新型发动机。