一体化加力燃烧室吸波介质涂敷位置对发动机雷达散射特征的影响

为了研究一体化加力燃烧室表面雷达吸波介质涂敷位置对发动机雷达散射特征的影响,采用弹跳射线法(SBR)和物理绕射理论(PTD)混合算法,针对配装一体化加力燃烧室的发动机后腔体开展了14种涂覆方案的数值计算和分析。结果表明:低压涡轮部件受到一体化支板的遮挡,其对发动机尾向雷达散射特征贡献相对较小,基本可以忽略;加力中心锥、一体化支板(背风面)、加力隔热屏(上游段)、喷管扩张段及喷管外调节片是发动机尾向重要的雷达散射源(在本研究计算条件下,单个因素影响约为20%~70%),是雷达吸波介质优先涂敷位置;加力合流环、加力隔热屏(中、下游段)、喷管收敛段在发动机尾向重点角域内基本不可视,雷达回波影响较弱(在本研究计算条件下,单个因素影响约为5%~10%),可作为雷达吸波介质视情涂敷位置。

低发射率材料涂敷方案对排气系统红外特性的影响

为了研究低发射率材料涂覆方案对排气系统红外特性的影响,建立了航空发动机排气系统模型,制定4种低发射率材料涂敷方案,将涂敷部位的发射率分别设置为0.3和0.1,针对低发射率材料对航空发动机排气系统3~5μm和8~14μm波段的红外辐射特性的影响进行数值仿真。结果表明:涂敷低发射率材料对排气系统3~5μm和8~14μm波段的红外辐射均有明显抑制作用, 在3~5μm和8~14μm波段,最优的涂覆方案对红外辐射强度最大值的抑制效果可达56%与37%。对排气系统中的加力筒体、喷管等部位涂敷低发射率材料,在3~5μm波段会增大其有效红外辐射强度,在8~14μm波段会减小喷管的有效红外辐射强度,增大加力筒体的有效红外辐射强度。

高油气比燃烧技术工程应用与发展分析

为了从工程应用的角度分析战斗机航空发动机主燃烧室设计技术的发展,对比分析了主燃烧室温升随航空发动机推重比提高的趋势,着重分析高油气比主燃烧室工程研制亟需解决的基本技术矛盾和可采用的技术途径,展望了高油气比主燃烧室技术发展的趋势。同时基于解决高油气比主燃烧室研发基本矛盾的技术思路,重点回顾了多级旋流燃烧、中心分级燃烧、驻涡燃烧和可变几何燃烧等潜在的燃烧组织方案在工程应用和技术发展的现状,通过分析表明采用较为常规的旋流燃烧组织模式,通过改变燃烧室流量分配,增加头部燃烧空气量而实现高油气比燃烧的多级旋流和中心分级燃烧室方案具有良好的工程适用性,而如驻涡和变几何燃烧等新型燃烧组织方案虽然具有良好的应用前景,但因其结构和控制的复杂性,暂时尚无法在工程中实现应用。

射流预冷装置温降与流阻特性试验研究

为了满足基于某型传统涡轮发动机射流预冷技术验证的需求,以射流预冷装置的温降和流阻特性研究为基础,设计了1种高效蒸发、低流阻的射流预冷装置,搭建了国内首套基于全尺寸的地面模拟试验系统,通过试验验证的方法研究了喷入介质的流量变化和进气温度变化对温降和流阻特性的影响,验证了射流预冷技术的有效性。结果表明:发动机入口来流温度不变时,射流预冷装置的温降特性主要取决于喷入介质的流量变化;随着来流温度的升高,射流预冷装置的介质蒸发率提高,来流降温量也会随之增大;通过调节喷射介质的流量,可将发动机风扇前气流温度维持在80~120℃;流阻特性主要取决于射流预冷装置自身,而介质喷射对流阻特性几乎不产生影响;射流预冷装置的总压损失小于4%,且随着来流温度的升高,总压损失有所减小。

高温升燃烧室综合燃烧性能超大涡模拟

为了对高温升燃烧室性能进行计算分析,运用超大涡模拟方法开展数值模拟,并同步开展了雷诺平均数值模拟作为对比。计算结果表明:旋流器设计与火焰筒开孔设计的匹配合理,Rothstein提出的射流迹线公式能够合理预测主燃孔的射流穿透。超大涡模拟计算得到的出口径向温度分布系数的剖面曲线趋势和最大值位置均与试验结果符合较好。通过与试验结果进行定量比较发现,在相同计算网格条件下,超大涡模拟方法预测高温升燃烧室综合燃烧性能的精度明显高于雷诺平均方法的。

高马赫数射流预冷试验装置设计及试验验证

为加速中国射流预冷技术的研究,设计了1套基于高马赫数的射流预冷试验装置。对试验装置需满足的功能流程和设计需求进行了识别,明确了试验装置的组成;对试验段和水系统的结构进行了详细设计,提出了直杆型和圆环型2种不同喷杆布局的射流段,并对使用2种射流段时试验段的流场均匀性进行了分析,认为直杆型射流段的温度场和压力场分布更加均匀;选取几种典型的试验工况,对所设计的试验装置进行了温降特性、总压恢复系数以及流场均匀性等试验验证。结果表明:试验装置总体运行良好,结构设计合理,能够完成全工况下的射流预冷试验,其温降特性、总压恢复系数和流场均匀性符合试验预期,研究成果对中国航空领域射流预冷发动机的研制具有指导意义。

火焰稳定器外环修形对发动机排气系统雷达散射特性的影响

为了缩减航空发动机排气系统的雷达散射截面(radar cross section,RCS)设计了两种火焰稳定器外环修形结构,利用高频计算方法弹跳射线法获取了火焰稳定器外环修形对发动机排气系统在X波段10 GHz频点下雷达散射特性的影响。结果表明:①修形结构改变了照射在火焰稳定器外环的雷达波的散射方向,降低了火焰稳定器外环的热点强度,消除了火焰稳定器外环的角反射器特征。②在水平探测面-26°~-16°与16°~26°范围内,火焰稳定器外环修形对排气系统的RCS具有明显的缩减效果,减小修形角度,会提升对排气系统RCS的缩减效果。③随着俯仰角的增加,火焰稳定器外环修形对发动机排气系统的RCS缩减效果有所提升,对排气系统水平极化与垂直极化RCS均值的缩减效果最大可达27.5%与37.4%。

航空发动机排气系统雷达散射特性数值计算

为了获取航空发动机排气系统的雷达散射特性,以亚巡状态典型发动机排气系统物理模型为基础,采用高频计算方法弹跳射线法计算了排气系统在6、10、15 GHz 3个典型频点下水平极化与垂直极化的雷达散射截面(RCS)分布规律,并通过计算10GHz频点的热点成像确定了排气系统中的强散射源。结果表明:随着频率的提高,雷达波对目标细节的探测能力有所增强,排气系统RCS曲线上的强散射峰值数量明显增加,且分布位置有所不同;随着俯仰角的增大,排气系统在水平探测面-30°~30°内的RCS散射峰值的分布位置与强度均发生变化,与俯仰角0°时相比,RCS均值最大降幅可达94.1%;综合不同探测角度下的成像情况,支板、加力内锥、火焰稳定器与喉道截面热点强度较大,是雷达波的强散射源,也是发动机雷达隐身需要关注的重点。

Combustor design and performance prediction based on parametric model

By combining the three-dimensional model software and grid generation software,the combustor parametric model and high quality and high speed gridding in the full flow field has been realized.Based on the research of the parametric modeling,an optimizing design,CFD analysis and performance prediction of the combustor have been accomplished,and the rule of the combustor performance variation with structural parameters was presented.The results show that the combustor capability has no significant change with the radial swirler parameters and the primary holes area.The combustor capability has significant change with position and profile of the primary holes and dilution holes,and the combustor outlet temperature profile and emission change greatly when the total hole area of the burnerinnerliner changes.The parametric model method is helpful to provide a fast design method for the aero-engine combustor design.

Combustion efficiency test method in scramjet engine

A scramjet engine combustion efficiency measure system was designed.The combustion efficiency was measured by chromatography method,and the results of chromatography method were compared with those of temperature method.The results indicate that the combustion efficiency measured by chromatography method was 80.7%,lower than the combustion efficiency of 84.5%measured by temperature method;the combustion efficiency could be measured more precisely by chromatogram method than by temperature method.The combustion efficiency measure system based on chromatogram method can work well,and thus can be used to measure the combustion efficiency of scramjet engine.