基于加力内锥冷却的红外隐身技术研究

应用数值仿真方法计算多种冷却方式下的加力内锥流场和温度场,利用红外辐射特性计算软件分析加力内锥的红外辐射特性。研究结果表明:采用小孔与缝隙组合冷却的效果比单用小孔冷却或单用缝隙冷却的好,采用孔/缝组合冷却的加力内锥的红外辐射强度降低68.49%。

发动机加力内锥体屈曲分析与结构改进

为了减少航空发动机加力内锥体使用中出现的屈曲失稳故障,保障发动机整机安全,基于线性屈曲理论、有限单元法理论和三维有限元数值仿真技术,开展发动机加力内锥体屈曲分析,获得加力内锥体的临界失稳载荷和屈曲失稳模式,并根据加力内锥体的结构形式和受载特点,提出多个结构改进措施。分析表明:加力内锥体在外压大于内压状态下临界失稳载荷较小,极易出现屈曲失稳,且失稳位移沿周向呈波瓣状分布;整体加厚方案可有效提升临界失稳载荷,但会带来重量的大幅增加,而在失稳变形较大位置增加壁厚的方案为最优改进方案。

整流支板和火焰稳定器的一体化设计加力燃烧室性能的数值模拟

针对高推重比、高隐身航空发动机的技术需求,提出了1种带气膜冷却的加力内锥、整流支板和火焰稳定器的加力燃烧室一体化设计方法,对一体化加力燃烧室的温升、壁温分布、总压恢复系数、CO排放和燃烧效率分别进行了计算。结果表明:该方法在保证加力燃烧室燃烧性能不变的前提下,能将现有的加力燃烧室长度缩短1/5,并使加力内锥壁温降低33.3%。为实现高推重比、高隐身动力技术提供了新的思路和研究方向。