摘要:为了研究两相爆震燃烧的特性,在多循环自吸式脉冲爆震原型机上进行试验研究。运用动态压力传感器和离子探针并行采集手段进行试验,结果表明:爆震波传播速度在1300m/s左右;爆震波的前导激波与反应区之间的距离在30mm左右,两相爆震的主要反应区厚度约为80mm左右,且反应区后存在液滴的燃烧延迟;激波动态压力信号与反应区的离子信号的并行采集可以作为判断是否产生爆震的手段。

摘要:试验测量了某涡轮工作叶片表面不同位置气膜孔在不同密度比、吹风比和雷诺数下的流量系数,分析了各种因素对流量系数的影响程度,重点研究了二次流-主流密度比对流量系数的影响。试验结果表明:(1)密度比对不同位置气膜孔流量系数的影响也有差别:在吸力面、前缘等位置密度比对气膜孔流量系数影响较大;在压力面密度比对气膜孔流量系数影响较小。(2)以往采用空气作为主流及二次流,在低温差下进行试验所获的流量系数在用于涡轮叶片气膜冷却的实际情况时,必须进行修正。

摘要:采用能量平衡方程和两热流密度近似法建立了金属热防护系统多层隔热材料的稳态传热的数学模型,并利用测量多层隔热材料单元的有效导热系数的实验和遗传算法对纤维隔热材料的辐射衰减系数和隔热屏表面辐射发射系数这两个热物参数进行了优化,最后用实验测得的多层隔热材料的有效导热系数验证了采用优化后参数的多层隔热材料的稳态传热模型的正确性。

摘要:介绍了一种直射式供油的双旋流空气雾化喷嘴的喷雾性能。该双旋流器采用旋向相反的径向开孔式设计,在常温常压下进行喷雾试验,研究了不同空气压力降和气液比工况下液雾的索太尔平均直径(SMD)及分布指数。试验中雾化液体为航空煤油,采用马尔文激光测雾仪测量喷嘴端面下游50mm处的液雾分布。研究结果表明:随着气液比的增加,SMD减小,分布指数也减小,并且存在一个关键气液比,在超过关键气液比的工况下,液雾的SMD及分布指数变化很小。

摘要:针对新型驻涡燃烧室开展了燃烧性能实验研究。研究首先设计研制了驻涡燃烧室模型和实验系统,然后在此基础上开展了不同油气比、进口温度和进口流量等参数影响驻涡燃烧室燃烧性能的实验研究。结果表明燃烧室可以在不同工况下顺利点火和稳定工作,同时研究表明随着进口流量的增加（0.45⁰.7kg/s）,点火性能基本不受影响,熄火特性变差;随着进口气流温度的上升（360⁵10K）,点火和熄火性能改善,燃烧效率提高。

摘要:对双排错排簸箕形孔气膜冷却效率进行了实验研究,测出了孔排下游的局部冷却效率的分布。对比研究了单排孔与双排孔气膜冷却效率分布的特点及双排孔气膜冷却效率的叠加算法。结果表明,在单排孔条件下所确定的最佳吹风比,在多排孔喷射时是不适用的。在较高吹风比下,如采用传统的气膜冷却效率的叠加算法,根据单排孔冷却效率计算双排孔冷却效率会产生很大的偏差,其计算结果远低于试验值。给出了双排错排的簸箕形孔的喷射时,冷却效率的叠加计算关系式。

摘要:用实验的方法对高位垂直进气转静系旋转盘附近冷气换热特性的基础数据进行补充和拓展研究,建立了高速旋转换热实验台,并运用遥测技术采集温度信号,得到了转盘表面温度、局部努赛尔特数的分布及平均努赛尔特数,主要结论为:(1)转盘表面温度呈外高内低分布。(2)转盘表面的局部努赛尔特数在r<0.4b的区域基本不变,r>0.4b的区域里,局部努赛尔特数随半径的增加而迅速增大。(3)其它条件不变时,随流量系数的提高,平均努赛尔特数大幅度上升。

摘要:在三维任意曲线坐标系下采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法对环形燃烧室火焰筒气液两相紊流瞬态反应流进行数值模拟。采用椭圆偏微分方程生成三维贴体网格,计算中所采用的数学度模型有:k方程亚网格尺度模型估算亚网格紊流粘性;亚网格EBU燃烧模型估算化学反应速率;热通量辐射模型估算辐射换热。并在非交错网格体系下气相采用SIMPLE算法和混合差分格式求解,液相采用随机离散模型(StachasticSeparatedFlow,简称SSF),在拉格朗日坐标系下追踪各油珠群沿各自轨道运动、质量损失及能量变化。通过计算结果与实验数据相比较,表明在三维贴体坐标系下对燃烧室火焰筒两相紊流油雾燃烧流场进行大涡模拟,采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法能反映两相紊流化学反应流流动及实际燃烧过程。

摘要:涡轮叶片弦中区的冷却为冲击带初始横流和气膜孔溢流的复杂流动换热,通过实验的方法,研究了涡轮叶片弦中区沿流向局部换热特性和靶板平均换热特性随冲击雷诺数、横流射流密流比、气膜出流与横流密流比以及冲击腔高度与冲击孔直径之比的变化规律,并通过气膜出流与横流密流比对局部换热效果、区域平均换热效果以及靶板整体平均换热效果的影响规律揭示气膜的介入对冷气侧换热带来的影响。

摘要:在任意曲线坐标系中数值模拟带涡流器燃烧室头部的三维两相反应流场,其中,采用偏微分方程法生成块结构网格;气相在Euler坐标系下采用修正的k-ε双方程模型处理紊流特性,用修正的EDM-Ar-rhenius紊流燃烧模型模拟化学反应速率,用六通量模型考虑热辐射的影响;液相处理采用在Lagrange坐标系下颗粒群轨道模型。在非交错网格系下采用SIMPLE算法及混分差分格式求解离散方程,采用单元内颗粒源法(PSIC)算法进行两相之间的耦合,计算所得的旋流数与试验数据相当接近。结果表明涡流器几何形状对燃烧室流场影响较大,涡流器的优化设计可以提高燃烧性能。

摘要:为研究微小型发动机中的Г型蒸发管的蒸发性能,在进口空气为常压条件下,对微小尺寸Г型蒸发管的蒸发性能进行了试验研究。研究了气油比、进口空气温度以及蒸发管内空气流速的变化对蒸发管燃油蒸发率的影响。试验结果表明,气油比和蒸发管空气进口温度是蒸发率的主要影响因素,蒸发管内空气速度影响并不显著,气油比的增大和空气进口温度的增大都会导致燃油蒸发率的增大。

摘要:针对仅考虑质量偏心的Jeffcott转子-定子系统碰摩的动力学方程,进行了旋转机械转子-定子系统的碰摩可靠性灵敏度分析,应用Kronecker代数,矩阵微分理论,四阶矩技术,矩阵摄动理论,概率统计方法,可靠性理论和灵敏度技术系统地发展了转子-定子系统碰摩的可靠性灵敏度分析方法,研究了转轴刚度和阻尼、定子刚度和阻尼、偏心距和定子径向刚度对可靠度灵敏度的影响,并给出了数值分析解。

摘要:运用弹性力学理论研究了篦齿封严组件及其减振结构之间过盈装配压力和接触刚度的求解方法,在此基础上给出了具有接触接合面的封严环/阻尼片组合结构动力特性的分析方法,并且研究了阻尼片厚度、阻尼片周向分布数量、装配过盈量等参数对结构动力特性的影响规律。转动情况下封严环离心应力与阻尼片厚度近似成线性关系;阻尼片的周向分布数量影响封严环的固有频率和振型;阻尼片沿周向分布数量越多,应力分布越均匀,封严环的离心应力越小。

摘要:针对轮盘低循环疲劳载荷非对称及其主要寿命区限,提出了一种简化的Walker应变寿命预测模型,在寿命预测中考虑了轮盘危险部位数目的影响。进行了GH4133材料轴向应变控制的低循环疲劳试验;设计了涡轮盘低循环疲劳试验件,在旋转试验器上进行了涡轮盘的高温低循环疲劳试验。结果表明:轮盘低循环疲劳寿命预测方法是有效的,对试验涡轮盘的寿命预测精度在2倍散度以内。

摘要:基于Manson-Coffin方程处理低周应变疲劳应变-寿命曲线,提出了一种在短寿命区用低周应变疲劳试验数据,长寿命区（5000周⁵0000周）用高周疲劳试验数据联合确定材料的高温低周应变疲劳应变-寿命曲线的方法。联合处理方法的应用将不再需要进行应变控制的长寿命小应变的疲劳试验,节约了试验经费,缩短了试验周期。用GH141合金760℃的低周应变疲劳和高周疲劳数据对该方法进行了验证,验证结果发现:联合处理方法和单纯的Manson-Coffin方程处理得到的应变-寿命曲线吻合很好。联合处理方法可以用来确定高温低周应变疲劳应变-寿命曲线。

摘要:基于传统的结构振动分析,利用Goodman曲线和应力-强度干涉理论,将结构的平均应力及其分散性的影响引入结构振动可靠性模型。结合其它相关参数的分散性,分别建立了平均应力为定值和随机变量时的结构振动可靠性模型,给出了可靠度计算的相应表达式及分析流程。计算实例与Monte-Carlo仿真比较,表明该模型合理可行,计算结果表明,平均应力及其分散性的增加使得可靠度降低。

摘要:讨论了精细积分法的存储需求问题,指出级数解更适合计算大型结构的动力响应分析。研究了精细积分法级数解的并行计算,精细积分法的时程积分公式包含两项,采用第一项串行、第二项并行的并行算法对精细积分级数解实施并行计算,给出了相应的实现流程。讨论了并行算法的负载分配策略,为减少处理器等待初值的时间,对时间步数实施非平均分配。算例表明,并行算法具有好的加速比。

摘要:实验测量了圆湍射流和不同数目加齿射流流场速度信号,用标准k-ε模式对实验中对应条件的湍射流流场进行了数值计算。研究了喷口不同数目加齿对自由湍射流多尺度湍涡结构的控制效果。结果表明:加齿改变了湍射流多尺度涡结构能量的空间分布,将射流中心线位置的能量向边界输运。此外,加齿对近场齿尖位置涡结构具有破碎作用,而且在不同流向法向位置还会引起涡的合并和卷吸。

摘要:运用通用流体力学计算软件FLUENT,对建筑物表面风荷载问题进行了数值模拟,讨论和分析了采用不同湍流模型获得的结果差异。通过与风洞实验结果的对比,选择了v²-f湍流模型对40°风向角建筑物顶面出现锥形涡现象进行了成功的模拟。进而利用数值模拟的优势给出了典型建筑物顶面锥形涡的空间演化规律及其和侧面脱体涡的相互作用。还获得了锥形涡的演化、强度和位置与建筑物表面压力分布的内在联系。

摘要:在一种双楔顶压、侧板中置的常规后掠侧压式进气道基础上通过减小顶板第二压缩角,引入圆弧压缩面设计了一种具有较高流量系数的进气道。利用Fluent商业计算软件对比研究了该进气道与常规进气道在Ma=6和Ma=4下的流动特征及性能。研究发现,新的改进措施能在几乎不降低进气道总压恢复系数的前提下大幅度提高流量系数:在Ma=6来流条件下,改进后的进气道流量系数为0.87,比常规进气道提高14.5%;在Ma=4来流条件下,流量系数为0.69,提高了19%。

摘要:对一种双S弯非常规进气道进行了地面工作状态下的试验研究,得到了该类进气道的地面工作特性,结果表明:(1)双S弯非常规进气道在地面工作状态下,随着出口马赫数的增加,总压恢复系数呈下降趋势;稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升;稳态径向畸变指数变化不大。(2)与飞行状态下的高速风洞流场控制试验研究结果相比,在相同的出口马赫数下,地面抽吸试验中进气道出口截面的总压恢复系数较低,稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数较大,本研究的双S弯非常规进气道在出口马赫数Mae=0.45时,总压恢复系数为0.90,稳态周向畸变指数达到了9.24%,紊流度为4.6%,综合畸变指数为13.85%,畸变比较大,超出了一般发动机的承受范围。(3)在地面抽吸状态下,进气道出口马赫数Ma_e≤0.37时,综合畸变指数W≤10%,说明发动机可在适当的降转速下稳定工作,随着飞机在地面滑行速度的增加,满足发动机稳定工作要求的进气道最大出口马赫数不断增加。

摘要:叶片通过频率分量是风扇噪声的主要成分,但在对噪声测量信号进行频谱分析中发现选择不同带宽可导致显著不同的叶片通过频率分量谱值。讨论了使用不同带宽对相同风扇噪声记录进行的快速傅里叶变换(FFT)分析过程,由于FFT分析得到的频谱声压级是带宽内谱能量和,当由于转速波动引起的叶片通过频率波动范围超过分析带宽时带宽的变化将引起声压级的差异,本文提出了获得确定声压级频谱的方法。

摘要:采用三维粘性非定常数值模拟方法研究了重复级低速压气机内部非定常流动,其中包括静叶Clocking(时序)效应以及尾迹-边界层、尾迹-尾迹和尾迹-泄漏流的相互作用。对静叶时序效应的结果分析显示,当两级静叶相对周向位置改变时最大效率变化只有0.1%,表明低速压气机中静叶时序效应不明显。另外,非定常结果流动图画显示,在非定常环境下上游周期性尾迹的通过对下游叶片边界层、尾迹以及叶尖泄漏流的发展都有一定影响。

摘要:结合小生境法与算子自适应法对基本遗传算法进行改进,采用WinSock接口、多线程、CS体系结构,实现并行遗传算法。将并行遗传算法与NS方程流场计算方法、Hicks-Henne函数叶型参数化方法结合构成叶型自动优化设计软件,软件可用于叶型设计和对已有叶型的改进。在构造目标函数时,根据工作攻角范围,构造了考虑非设计点性能的目标函数。分别对进口马赫数为0.5和0.9左右的叶栅采用三台计算机进行并行气动优化设计,优化叶型设计点和非设点性能都明显好于原始叶型。

摘要:对大推力液体火箭发动机再生冷却推力室内部燃气、室壁和再生冷却剂进行了耦合传热数值计算。采用二维轴对称N-S方程描述推力室内部燃气的湍流流动与传热,对冷却剂流动采用简化的一维模型,通过室壁的偶合传热采用一维传热模型。N-S方程的求解采用贴体坐标系下的有限容积法,速度和压强的耦合采用可压缩的SIMPLE算法。湍流的模拟采用可压缩的标准k-ε模型,辐射传热采用热流模型计算。研究表明,本文方法可较好地模拟燃气的二维流动,同时能快速计算壁面热流密度、壁温和冷却套温升,计算结果对大推力发动机推力室的设计具有一定的指导意义。

摘要:根据给定的运载任务,建立了氢氧全流量补燃循环发动机的能量特性模型、运载器质量模型和轨道模型,以运载器有效载荷为目标函数,利用枚举法进行了发动机性能参数的优化研究。通过计算,验证了质量模型的准确性,得到了实现单级入轨发动机的最优性能参数,给出了在当前所能达到的燃烧室压强情况下的优化结果,为新一代氢氧全流量补燃循环发动机的研制提供指导。

摘要:首先对某大型太阳能火箭发动机(SolarThermalPropulsion:STP)的实验情况,进行了结构分析和基本实验条件估算。然后利用FLUENT计算软件,采用等壁温模型,对其吸热/推力室的内部流动、传热情况,以及STP的性能特征等进行了计算,计算结果与实验数据一致,这对STP的设计有重要的指导意义。

摘要:弧齿锥齿轮是航空发动机中的基本元件,常发生共振破坏。运用自主开发的弧齿锥齿轮设计分析系统建立了包含齿轮完整结构的有限元网格模型,并导入ANSYS软件中进行了考虑工作转速和啮合扭矩引起的预应力影响的弧齿锥齿轮动频率计算,结果表明工作转速引起的离心力和啮合扭矩对弧齿锥齿轮的振动频率有一定的影响。