以柴油为燃料的旋流杯燃烧室燃烧性能研究

为分析燃料和燃烧室结构对燃烧性能的影响,对地面用燃气轮机采用旋流杯燃烧室以0号柴油为燃料时的燃烧性能进行了试验研究,同时研究了主燃孔尺寸和掺混孔轴向位置对燃烧性能的影响。试验结果表明:使用柴油为燃料后,由于粘度增加燃烧室的点火和熄火特性变差,常温点火油气比高于0.034,慢车贫油熄火油气比高于0.005,提高燃烧室入口气流温度至240℃可使最低点火油气比降至0.023;在相同油气比和入口条件下燃烧室温升超过900℃,高于相同入口条件下航空煤油温升,燃烧效率达到了98%以上,出口温度分布系数最高为0.2324满足出口温度分布均匀性要求,CO,NO_x和UHC排放最高值分别为76.57,56.73和626mL/m3,都满足污染物排放要求,SN4为11.9,达到了无烟燃烧室标准。主燃孔直径增大至11mm,使主燃区空气流量增加2%会导致燃烧室的点火油气比升高约5%,熄火油气比升高约3%;掺混孔前移导致贫油熄火油气比升高10%、燃烧效率下降1.3%,出口温度分布系数升高至0.2324,但会使NO_x和CO的排放分别降低49%和18%;掺混孔后移,会使出口温度分布系数降至0.197,NO_x排放降低26%。     

某航机燃烧室煤油改柴油燃烧特性研究

为了给某型航空发动机改为地面用柴油型燃气轮机的设计提供重要的技术支持,本文借助数值计算的方法,采用FLUENT稳态压力求解器、P1辐射模型和涡耗散破碎(EDU)燃烧模型对某航空发动机燃烧室在巡航工况和最大工况下煤油与柴油两种燃料的燃烧特性进行了计算及对比研究。得到了该燃烧室使用航空煤油(RP-3)和0号柴油的热态流场、空气流量分配、温度场、出口温度分布、污染物排放及头部燃油蒸发量。研究结果表明：当该燃烧室的燃料由航空煤油改为0号柴油后,燃烧室的热态温度场分布基本一致,流量分配最大差异在0.45%之内;燃烧效率降低约4.3%和NO、Soot排放量相当;出口温度分布和总压损失差异分别在1%和4.1%之内。     

数值研究低热值燃料环管燃烧室燃烧流场

在任意曲线坐标系下对采用两种不同组分(天然气掺混氮气、一氧化碳)的低热值燃料环管燃烧室燃烧流场进行计算,结果表明低热值燃料的化学反应速率与其组分直接有关,燃料一氧化碳的燃烧效率高于天然气与氮气掺混物燃料,燃料组分变化对燃烧室燃烧效率与出口温度影响很大,因此选用合适的燃料十分重要.计算所得的燃烧室的燃烧效率和出口温度分布与试验数据符合较好,表明所用的数学模型与计算方法合理,计算程序可靠,可为低热值气体燃料燃烧室研制和优化设计提供有用的数据.      

某型航空发动机燃烧室煤油改柴油燃烧特性研究

燃料物性对燃烧室燃烧特性有着非常大的影响,是研究设计中首要考虑的参数。借助数值计算方法,采用Fluent稳态压力求解器、P1辐射模型和涡耗散模型(EDM)对某航空发动机燃烧室在巡航工况和最大工况下煤油与柴油两种燃料的燃烧特性进行计算及对比研究,得到该燃烧室使用航空煤油(RP-3)和0~#柴油的热态流场、空气流量分配、温度场、出口温度分布、污染物排放及头部燃油蒸发量。结果表明:在相同工况下,当该燃烧室的燃料由航空煤油改为0~#柴油后,其热态温度场分布基本一致,流量分配最大差异在0.45%之内,燃烧效率降低约4.3%,NO和碳烟粒子排放量相当,出口温度分布和总压损失差异分别在1.0%和4.1%之内。     

燃气轮机燃烧室燃烧气体燃料的数值模拟

采用数值模拟方法对燃气轮机环形燃烧室燃烧天然气、中低热值燃料进行燃烧性能的数值分析。根据该燃机的结构特点建立了包括扩压器、机匣等部件计算几何模型;计算中采用SIM-PLE算法,可实现k-ε双方程湍流模型,六通量辐射模型、非绝热概率密度函数（PDF）燃烧模型及热力型NO模型对其进行燃烧数值模拟,分析了燃气轮机环形燃烧室燃烧3种燃料性能。计算结果表明：该燃机燃烧天然气、中热值燃料燃烧性能均能达到设计状态,而燃烧低热值燃料燃烧室出口温度较低,表明燃烧过程的数值模拟可为进一步优化燃烧室的结构,改善流场结构提供有用的设计依据,适合于工程应用。     

燃气轮机环形燃烧室燃烧流动的数值研究

由于燃气轮机燃烧室内复杂的物理化学变化，利用数学模拟的方法来研究，对减小燃烧室研制费用，缩短研制周期具有重要意义。对QD128型燃气轮机燃烧室燃烧天然气进行了数值模拟，在模拟过程中采用了雷诺应力模型、EBU—Arrheniue湍流燃烧模型和六通量辐射模型来描述其燃烧流动过程，运用FLUENT软件求解了三维流场和温场分布。计算结果能够很好地反映环形燃烧室燃烧流动特点，对预测环形燃烧室内的燃烧流动有一定参考价值。     

生物柴油对双旋流燃烧室燃烧与排放性能的影响

为深入研究燃气轮机燃用生物柴油对其燃烧与排放性能的影响,将生物柴油与柴油按照不同比例进行混合,在双旋流燃烧室90°扇形试验件上进行降压模拟燃烧试验.结果表明:随油气比的增加,燃烧效率和NOx排放快速增加并趋于稳定,出口温度分布系数（OTDF）、径向分布系数（RTDF）、CO排放逐渐减小并趋于稳定;随生物柴油混合比例的增加,燃烧效率、燃烧室温升逐渐降低,OTDF和NOx排放先减小后增加,RTDF和CO排放逐渐增加.随油气比的增加,生物柴油对燃烧和排放的主要影响方面发生变化,影响程度逐渐减弱,不同油气比时存在不同的最佳生物柴油混合比例.      

慢车燃油分级对高温升燃烧室燃烧效率的影响

在双级旋流多点喷射直接混合(TAMDIM)高温升燃烧室单头部试验件上进行了燃烧效率试验,对比了两种不同主副级喉道间距尺寸下的慢车主、副分级供油方案及副油路单独供油方案的燃烧效率,分析了不同主、副级当量比(副油路供油比例分别为40%,56%,65%,100%)及喉道间距对燃烧效率的影响.试验表明:主副级采用分级供油策略时,喉道间距对燃烧效率有显著影响,喉道间距设计为19.3mm,副油路供油比例控制在40%~56%,可以获得比单独副油路供油更好的燃烧效率.在扇形试验件上进行了试验验证,进一步验证了慢车分级供油策略在TAMDIM高温升燃烧室上的可行性.      

互击式喷嘴燃烧室燃烧效率实验

为了获得凝胶推进剂火箭发动机高效燃烧室的设计参数,依据推进剂特性,设计了7种不同结构的燃烧室,通过实验手段,研究了燃烧室特征长度、喷嘴孔径和推进剂物性等参数对燃烧效率的影响。结果表明:增大燃烧室的特征长度,增加了推进剂的停留时间,有利于推进剂充分雾化和燃烧。减小撞击孔径,提高了射流的剪切速率,降低了推进剂的粘性,可以改善雾化和燃烧效率。为了提高含碳凝胶推进剂的燃烧效率,需减小碳粒粒度或者增加燃烧室特征长度。     

超音速燃烧室燃烧效率数学模型及气流状态参数的计算

本文分析及提出了超音速燃烧冲压发动机燃烧室燃烧效率的数学模型.该模型综合了氢气喷射方式、燃烧室进口气流参数以及燃烧室结构的影响因素.用这一数学模型求解一组一元流方程.计算出通过燃烧室的气流状态参数,计算结果与试验数据对比,证明这个模型是适用的.     

基于试验气动力的弹性飞机舵面效率分析

基于非线性试验气动力和线性理论气动力对某飞机进行了气动导数和飞行载荷计算,分析了舵面操纵效率受气动力类型、飞行动压和迎角的影响,重点研究了舵面操纵效率、舵面操纵反效与翼面弹性载荷、弹性压差分布以及弹性气动压心之间的关系。研究表明：使用非线性试验气动力和线性理论气动力所分析得到的舵面效率具有较大的差别;受到结构弹性变形的影响,随着飞行动压的增加,舵面的操纵效率不断下降,副翼甚至会出现操纵反效现象;在使用非线性试验气动力进行分析时,飞行迎角对于舵面操纵效率具有较大的影响,这是在使用线性理论气动力进行分析时所不能考虑的。     

圆角横槽结构对气膜冷却效率影响的实验研究

为了研究圆角横槽结构对气膜冷却效率的影响,选取槽深、槽宽、圆角半径、吹风比四个影响因素进行正交实验,采用压力敏感漆测试技术对圆孔冷却结构和圆角横槽结构的气膜冷却效率进行测试。结果表明：在低吹风(BR=0.5)、中吹风(BR=1)比、高吹风(BR=1.5)比下,除Case3外,圆角横槽的面平均气膜冷却效率均高于单一圆孔。圆角横槽的面平均气膜冷却效率相对于圆孔冷却结构最高可以提高127％,Case1-Case9中,优化组合的结构参数为：槽宽2.4D,槽深0.6D,圆角半径0.9D,优化组合面平均气膜冷却效率相对于气膜冷却效率最低的Case8可以提高177％。在槽宽、圆角半径、槽深、吹风比四个影响因素中,吹风比对圆角槽气膜冷却效率影响程度最大,其次分别是槽深、槽宽、圆角半径。     

凸起迎风面积对不同轮缘封严结构封严效率影响的实验研究

为了获得合适的凸起迎风面积并为减缓燃气入侵提供依据,用CO2浓度测量法研究了凸起迎风面积的变化对涡轮腔内各参数(静压、总压、浓度)的影响,揭示了关于不同封严结构的封严效率和最小封严流量随凸起迎风面积改变的规律。试验在主流雷诺数Rew=4.39×105,旋转雷诺数在7.51×105Re?1.30×106的范围内,测得了不同封严冷气流量下的实验参数。结果表明:试验设计工况范围内,凸起的迎风面积改变对涡轮腔内的静压影响不大,靠近封严环处的静压变化几乎可以忽略不计;而总压和封严效率都和凸起迎风面积成正比关系,但不同封严结构的提升程度存在差别。整体而言,径向封严结构效率的增大最突出,轴向封严和静盘双齿封严改善略小。安装凸起后,平均来看,三种结构所需的最小封严流量分别可以减少11.8%,5.3%,3.4%。此外,旋转雷诺数对封严效率的影响也很明显。     

氦气压气机高压级实验研究及性能分析

针对高温气冷堆(HTGR)一回路氦气轮机直接发电装置的氦气压气机中,工况最为恶劣的高压级进行性能研究。首先通过实验方法研究了高压级实验叶栅的气动性能,然后采用数值模拟的方法进一步分析其性能,给出了40%～130%设计转速的流量-压比和流量-效率特性曲线,并进行了叶栅内部流动分析。实验研究和数值模拟结果表明,此氦气压气机高压级性能较好,可应用到氦气压气机整机研制中。     

涡扇发动机放气起动分析与试验研究

为进行涡扇发动机放气起动特性的研究,建立了发动机放气起动模型,并进行了仿真计算;为进一步验证放气对发动机起动的影响,进行了发动机放气起动试验,获得了发动机放气起动的特点,定性验证了仿真计算结果;通过多次调整起动供油规律的试验,得到了发动机起动供油边界。计算和试验结果表明:在发动机起动过程中放气可提高发动机的起动稳定性,同时发动机排气温度也有所提高,发动机放气起动供油边界高于不放气起动供油边界,放气起动提高了发动机起动稳定裕度。     

硅光电倍增探测器温度特性分析与实验

SiPM(Silicon Photo-multiplier,硅光电倍增探测器)是近年来逐渐兴起的一种用于光探测领域的光电探测器件。与传统的PMT(Photo-multiplier tube,光电倍增管)相比,它有着尺寸小、工作电压低、几乎不受磁场影响等优点,但其缺点是对环境温度变化较敏感。为了掌握SiPM性能指标随环境温度的变化规律,搭建了SiPM温度特性实验系统,通过改变环境温度来实时测量记录SiPM的雪崩临界电压和增益,从而定量得出SiPM的温度特性,并通过理论计算对实验数据进行分析。结果表明,当环境温度降低时,SiPM的雪崩临界电压随之线性下降,增益随之线性增大。     

小型航空发动机转子连接刚性分析与验证

某小型航空发动机在原理样机阶段存在整机振动大的现象,发动机试验时机匣上的最大振动监测值达179mm/s,严重影响发动机试验安全。通过对发动机的转子动力学设计和试验研究,找出转子连接刚性差是造成发动机振动大的关键原因。在验证机阶段设计中,对转子连接刚性进行了针对性改进。改进后的试验表明,发动机振动得到明显改善,最大振动监测值为33 mm/s,确保了发动机试验安全。     

振动辅助抛光的原理分析与实验研究

首先从理论上分析了振动辅助抛光的加工过程,通过建立单颗磨粒冲击工件的数学模型,分析了振动参数变化引起硬脆材料的塑-脆去除方式转变机制。采用LY-DYNA软件对球形和锥形磨粒冲击工件的仿真分析结果表明：随着振动参数的增强,磨粒切入深度增加,达到临界切削深度后产生裂纹脆性去除,从而能够实现工件材料的额外去除。在实验平台上开展的径向振动抛光实验结果表明：引入振动后抛光去除效率显著提升,证明了理论分析的正确性。     

微型涡喷发动机传热效应的建模分析与实验研究

 微型涡轮发动机(MTE)可作为各种新型无人机、微小型导弹的高速推进动力装置,但微型化可能给发动机各部件匹配工作带来包括传热效应在内的特殊影响。针对微型涡轮发动机MTE-110,建立了基于发动机部件特性的总体性能模型,并在此基础上分析了可能的传热效应对压气机特性及整机性能的影响。在MTE-110的地面台架运转试验中,测量数据显示传热效应使压气机的实际温升比绝热温升增加了30%,对压比影响不大,因此显著降低了压气机效率。通过在压气机静子上采用隔热技术后,MTE性能得到显著改善,设计转速下的实测推力提高了23%,达到了96 N。     

机匣包容性破坏势能法的试验验证

为了验证航空发动机机匣包容性破坏势能法,本文完成了20次模型机匣包容性冲击试验,得到了模型叶片撞击模型机匣时的速度、应变响应和模型叶片撞击模型机匣过程的高速摄影照片。试验结果表明,该模型机匣的非包容失效模式主要是剪切破坏。本文还采用数值分析方法对机匣包容性进行了模拟,计算结果与试验结果吻合良好。