涡轮发动机燃烧室非接触测量技术发展趋势

针对非接触测量技术在航空发动机燃烧室气动热力领域的发展及应用现状,对基于激光的先进光学诊断试验技术及其他非接触测量技术进行了综述。光学可视模型燃烧室试验件主要有旋流杯光学模型燃烧室和分区分级耦合燃烧室两大类,其设计需要考虑燃烧室本身特点、研发目标等问题;对于航空发动机燃烧室,LDV、PIV和HTV技术常用于流场速度的测量,LDV、PDPA和PLIF/Mie技术在气液两相流及雾化特性测量中发挥了重要的作用,CARS、TDLAS、PLIF和SRS技术广泛应用于燃烧场温度、组分浓度的测量。其他非接触测量技术如超声波测温法、辐射测温法、红外测温法等很好地弥补了光学测温存在的缺陷。未来非接触测量技术需要根据探测对象的要求和特点优势互补,以更好的满足未来航空发动机燃烧室对非接触测量的需要。     

微型涡轮喷气发动机蒸发管式燃烧室数值模拟

对推力为40 daN的微型涡轮喷气发动机蒸发管式燃烧室进行了设计工况下的数值模拟,得到了燃烧室内流场分布、温度场分布以及燃烧室性能参数.通过数值模拟得到了微型发动机蒸发管式燃烧室的一些特性规律,为燃烧室的设计提供参考依据.     

冲压发动机燃烧室工程设计中的数学模拟

建立数学模型足冲压发动机突扩燃烧室设计过程中的重要组成部分,该模型用来求解关于旋流、燃料质量比和紊流度的二维,轴对称N-s方程及微分方程,以此对冷态流的模拟进行初始研究并与燃烧试验结果进行比较。根据模型计算结果与试验获得结果的比较可进行方向性预测,为设计过程提供有用的信息。计算机模拟描述了燃烧过程的重要细节,但却很简单,以至在IBM PC/AT计算机上便能完成全部计算。     

用超临界压力水冷却高压燃烧室

本文叙述的是用在超临界压力和亚临界温度下的水冷却燃烧室的热设计方法,它基于水的有效数据和其它九种超临界压力冷却剂的高热通量数据。使用水来作为冷却是有益的,因为它与用液氢冷却相比较能使成本减少。这种设计方法已被选来用于在新的高压液氧/烃类喷注器试验时的水冷量热计室和水冷试车台燃烧室的设计。     

面向超音速燃烧室方案设计的一维流场分析模型

由气体动力学基本定律，推导出燃烧室性能分析的一种一元流计算方法。该方法考虑了面积变化、质量添加、两相流、多组分效应、化学反应、壁面摩擦、壁面散热等因素的影响。与试验数据的对比分析表明，该方法能够准确描述超音速燃烧室两相参数分布，从而为燃烧室方案设计阶段的快速性能评估和设计优化提供一种有效的手段。     

双燃烧室固体燃料超声速燃烧研究

为了研究亚/超燃空气流量比、空燃比、二次燃气入射角度和等直段长度等因素对燃烧室性能的影响,对固体燃料双燃烧室内流场进行了仿真研究,并开展了固体燃料双燃烧室超声速燃烧原理性验证试验。研究表明,存在最佳的亚/超燃空气流量比,使得燃烧室性能最佳;减小空燃比,尤其是采用二次燃料喷射,增加等直段长度,均可以提高燃烧室的燃烧效率;试验表明,固体燃料在超燃室内能够成功点火,并建立正常的超声速燃烧。     

圆截面超燃冲压发动机燃烧室实验(Ⅰ)模拟飞行马赫数4.4

用污浊空气对带台阶圆截面超燃冲压发动机燃烧室进行了实验研究。污浊空气的总温和总压分别为1000K和1.5MPa。所模拟的飞行Ma数为4.4,高度20km。垂直喷射比平行喷射具有更好的混合性能。当量比增高使超燃转为亚燃。比起亚燃模态来,超燃模态中的混合是很慢的。     

旋流燃烧室在冲压发动机中的应用研究

介绍了旋流燃烧室的概念,分析了旋流燃烧室在三类冲压发动机中的应用.在此基础上,总结了旋流燃烧室的优缺点,对其在冲压发动机中的应用前景进行了展望.     

多级涡轮级间燃烧室发动机与常规涡轮喷气发动机性能对比研究

为了对比分析多级涡轮级间燃烧室发动机和常规涡轮喷气发动机性能,文中分别计算分析了多级涡轮级间燃烧室发动机和常规涡轮喷气发动机性能参数的变化规律,并对配装相同参数的多级涡轮级间燃烧室发动机和常规涡轮喷气发动机的某型超音速导弹进行了飞行性能模拟。结果表明:多级涡轮级间燃烧室发动机具有比常规涡轮喷气发动机更大的推力和更高的Ma数飞行范围。与常规涡轮喷气发动机动力装置相比,配装多级涡轮级间燃烧室发动机的某型超音速导弹沿给定的飞行轨迹飞行时,加速度更大,飞行时间更短,剩余质量比更高,巡航距离更长,飞行性能优势明显。     

固体燃料双燃烧室冲压发动机研究

双燃烧室冲压发动机是超燃冲压发动机研究的一个重要方向,有很高的应用价值.文中对一种固体燃料双燃烧室冲压发动机进行了性能计算和试验研究,分析了亚燃流道和超燃流道的部件特性和特征参数对发动机总体性能的影响.计算结果表明,在所研究的范围内,超燃流道主要影响发动机性能,亚燃流道主要作用是点火和稳定燃烧.开展了发动机地面试验,亚燃/超燃点火和燃烧组织稳定,验证了固体燃料双燃烧室发动机方案的可行性.     

超燃冲压发动机燃烧室准一维建模与分析

为了研究超燃冲压发动机燃烧室内气流变化规律,通过影响系数法,建立了超燃冲压发动机的准一维模型,该模型考虑了燃料质量添加、壁面传热、截面变化、壁面摩擦等影响因素,同时给出了燃烧室3种模态转换的边界条件。以单模块超燃冲压发动机为研究对象,仿真分析了超燃无激波模态和超燃斜激波模态下燃油当量比、攻角等参数对燃烧室气流参数的影响,结果表明,气流马赫数随当量比的增大、攻角的增大而减小。所建立的模型可为超燃冲压发动机总体设计及性能分析提供一种快速分析的手段。     

涡扇发动机折流燃烧室的气动分析

针对某型发动机折流燃烧室附带空心叶片导向器的独特结构,给出了一种简便的气动特性一维计算方法,并与三维数值仿真结果进行了对比。计算结果表明,两种方法计算下的总温总压等性能参数基本一致,在计算火焰筒流量分配时的最大偏差为2.36%,总压恢复系数偏差不大于0.5%。该计算方法为折流燃烧室的流量分配与气动评估提供了便利,适用于燃烧室的改型和初步设计。     

固冲发动机补燃室内硼颗粒点火和燃烧数值研究

采用颗粒轨道模型进行了含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机补燃室两相流的数值模拟,其中硼颗粒的点火和燃烧模型采用的是King模型,建立了发动机补燃室内简单反应流模型,并在该模型下对某实验发动机进行了模拟,得出颗粒在补燃室内的分布,结果表明:进入头部回流区的硼颗粒能够快速点火,并且颗粒直径增大后,点火时间增加,颗粒燃烧效率显著降低.     

燃烧器流动换热性能数值模拟

针对燃烧器内壳体壁面在高温燃气作用下产生变形、裂纹、皱曲和局部过热等故障,该文采用FLUENT软件对燃烧器的流动换热特性进行了数值计算,建立了燃烧器流动换热的物理模型,分析了高温燃气的压力、温度及速度分布、燃烧器内壳体内外壁面的温度分布、冷却水侧的温度分布和压力损失,旨在为燃烧器研发、设计及优化提供理论依据。数值计算结果表明,燃烧器喷管流通面积的减小使燃气的流速急剧增大,对燃烧器球形底部形成强烈冲击,导致燃烧器底部传热恶化,冷却效果不好,出现局部高温;冷却通道内冷却水最高温度小于冷却水压力对应的饱和水温度,冷却水不会发生沸腾;冷却水通道的沿程压降主要损失在螺旋通道内。     

新型沙丘形突扩燃烧室三维冷态迎风角度研究

对沙丘形突扩燃烧室而言,适当的迎风角度能够保证沙丘的低阻特性并得到稳定的回流区。文中采用Realizable k-ε湍流模型和二阶差分格式对该燃烧室内部流场进行了数值模拟,详细分析了冷态条件下,当突扩比和背风角度一定时,不同迎风角度(0~70°)下沙丘突扩燃烧室内的流动特性,并总结了迎风角度对流场的影响规律,结果表明:迎风角度40°时,燃烧室总压损失小、回流区流动稳定且形状均匀饱满,燃烧室综合性能达到最优。     

入口气流参数对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响分析

为了研究固体燃料超燃冲压发动机燃烧室入口气流参数对发动机性能的影响,将固体燃料燃面退移速率模型耦合到准一维流动方程中,提出了一种燃烧室的准一维设计和性能分析方法。利用该方法,在飞行条件一定的前提下,改变燃烧室入口气流参数总压、总温、马赫数,得出了各工况下的燃烧室初始型面尺寸并分析了其性能。研究结果表明：在设计飞行条件下,提高燃烧室入口气流的总压和总温均能提高燃烧室的性能,但总温对燃烧室性能的影响更大;燃烧室入口较低的马赫数可以减小燃烧室的加热损失,提高燃烧室的性能;在入口气流质量流量和台阶面积比一定的条件下,提高总温和总压、减小马赫数,能提高燃面推移速率,减小燃烧室的长度。     

模块装药火炮内弹道二维两相流数值预测

根据模块装药火炮复杂装药结构的特点,考虑了隔仓及环形间隙区的作用并建立了轴对称二维两相流内弹道理论模型。数值预测结果表明,膛底、药室口部曲线与实验有较好的一致性。文中还给出了模块装药膛内发射过程的详细计算结果,对于指导该类装药设计具有重要意义。     

涡喷发动机压气机转子叶片的故障分析及研究

分析了某型涡喷发动机压气机转子叶片断裂的故障，确定了叶片的断裂机理，提出了采用叶片错频的方式和实现叶片错频的工程方法解决叶片颤振问题．最终的实验结果验证了分析和解决方法的正确性．     

航空发动机内燃烧过程的仿真分析

为了研究航空发动机燃烧室内的静电特性,通过建立燃烧室内的二维燃烧湍流模型方程组和火焰筒的几何模型,采用仿真的方法对航空发动机内的燃烧过程进行了分析.仿真结果表明,燃烧室内的荷电过程主要发生在掺混区,粒径为20nm和30nm的碳黑粒子浓度在109~1010/cm3范围内.