推进技术
2014年第35卷第6期文章目次
2014, 35(6):721-726.
摘要:
为了研究内部流场对减压器动态特性的影响，基于新离散几何守恒律和高精度界面流固耦合技术对其动态特性进行数值模拟，其中单自由度质量弹簧阻尼结构动力学模型采用Newmark法进行计算；三维非定常积分形式的ALE流体控制方程采用弹簧近似的动网格有限体积法进行求解。采用虚拟网格通气技术实现阀门内部运动部件接触/分离过程引起的计算区域拓扑变化。计算结果表明，在减压器正常工作状态下，出口压力存在振荡现象，其均值接近按照静态性能设计的理论值；进口压力增高，振幅减小；进口压力太低时，减压器无法实现出口压力的设计理论值。在正常工作状态的进口压力范围内，减压器存在颤振现象，出口压力远大于设计理论值。
为了研究内部流场对减压器动态特性的影响，基于新离散几何守恒律和高精度界面流固耦合技术对其动态特性进行数值模拟，其中单自由度质量弹簧阻尼结构动力学模型采用Newmark法进行计算；三维非定常积分形式的ALE流体控制方程采用弹簧近似的动网格有限体积法进行求解。采用虚拟网格通气技术实现阀门内部运动部件接触/分离过程引起的计算区域拓扑变化。计算结果表明，在减压器正常工作状态下，出口压力存在振荡现象，其均值接近按照静态性能设计的理论值；进口压力增高，振幅减小；进口压力太低时，减压器无法实现出口压力的设计理论值。在正常工作状态的进口压力范围内，减压器存在颤振现象，出口压力远大于设计理论值。
2014, 35(6):727-734.
摘要:
为研究前机身/进气道内外流场的攻角特性，对其一体化模型进行综合求解。将数值计算结果与试验数据进行对比以验证数值方法。分析了不同攻角下前机身对进气道入口气流的影响以及进气道内部流动情况，同时分析了攻角对进气道总压恢复系数和出口总压畸变指数的影响。结果表明:进气道位于机身下侧的布局能在大攻角下降低进气道入口的迎角和马赫数，有效提高飞行极限；在超声来流下，进气道在很宽泛的攻角范围内总压恢复系数都能达到0.94左右，在9°到18°攻角范围内具有较低水平的总压畸变，在此攻角范围之外，总压畸变对攻角的变化很敏感。
为研究前机身/进气道内外流场的攻角特性，对其一体化模型进行综合求解。将数值计算结果与试验数据进行对比以验证数值方法。分析了不同攻角下前机身对进气道入口气流的影响以及进气道内部流动情况，同时分析了攻角对进气道总压恢复系数和出口总压畸变指数的影响。结果表明:进气道位于机身下侧的布局能在大攻角下降低进气道入口的迎角和马赫数，有效提高飞行极限；在超声来流下，进气道在很宽泛的攻角范围内总压恢复系数都能达到0.94左右，在9°到18°攻角范围内具有较低水平的总压畸变，在此攻角范围之外，总压畸变对攻角的变化很敏感。
2014, 35(6):735-741.
摘要:
为研究宽高比对二元喷管雷达散射截面( RCS )的影响，结合迭代物理光学法和等效边缘电磁流法开发了腔体电磁散射特性计算程序，用来分析二元喷管的雷达散射特性；并采用OpenMP和MPI两种并行技术提高计算效率。对比分析了不同宽高比( AR )的二元喷管在水平极化及垂直极化方式下的电磁散射特性，并给出了二元喷管在不同探测角下总散射场与边缘绕射场的 RCS 曲线。研究结果表明，在两种极化方式下，宽高比对边缘绕射场的 RCS 值影响不大而对总散射场影响较大；宽高比为2.0的模型在两种极化方式下，都具有较低的 RCS 值，相比宽高比为1.5的模型在水平极化方式和垂直极化方式下分别减少4.98%和6.72%。
为研究宽高比对二元喷管雷达散射截面( RCS )的影响，结合迭代物理光学法和等效边缘电磁流法开发了腔体电磁散射特性计算程序，用来分析二元喷管的雷达散射特性；并采用OpenMP和MPI两种并行技术提高计算效率。对比分析了不同宽高比( AR )的二元喷管在水平极化及垂直极化方式下的电磁散射特性，并给出了二元喷管在不同探测角下总散射场与边缘绕射场的 RCS 曲线。研究结果表明，在两种极化方式下，宽高比对边缘绕射场的 RCS 值影响不大而对总散射场影响较大；宽高比为2.0的模型在两种极化方式下，都具有较低的 RCS 值，相比宽高比为1.5的模型在水平极化方式和垂直极化方式下分别减少4.98%和6.72%。
2014, 35(6):742-748.
摘要:
为了获得较好的可控涡扩压器性能，采用可实现 k - ε 两方程湍流模型及引气口流量出口条件对不同结构的扩压器流场进行了数值模拟。仅有单侧轴向开口或单侧径向开口时，随着引气口尺寸的增加，扩压器出口平均静压值和平均滞止压力减小，扩压效率也减小。比较了不同开口方式及尺寸对流场的影响，研究发现最优开口组合的扩压性能比单侧径向最优开口的要好，但比单侧轴向最优开口的要差；有开口的扩压性能比无开口的要好。
为了获得较好的可控涡扩压器性能，采用可实现
2014, 35(6):749-757.
摘要:
为了进一步揭示融合式叶尖小翼对压气机转子间隙流动的影响机理，采用数值模拟方法对低速压气机转子加装叶尖小翼控制间隙流动进行研究，着重考察了不同几何宽度及安装方式小翼对转子气动性能的影响。结果显示，叶尖小翼改变了转子中的泄漏涡轨迹，影响着叶片吸力面附面层的分离程度，适当几何宽度的压力面小翼可以在压气机转子效率略有降低的情况下使其失速点流量系数减小8.20%。
为了进一步揭示融合式叶尖小翼对压气机转子间隙流动的影响机理，采用数值模拟方法对低速压气机转子加装叶尖小翼控制间隙流动进行研究，着重考察了不同几何宽度及安装方式小翼对转子气动性能的影响。结果显示，叶尖小翼改变了转子中的泄漏涡轨迹，影响着叶片吸力面附面层的分离程度，适当几何宽度的压力面小翼可以在压气机转子效率略有降低的情况下使其失速点流量系数减小8.20%。
2014, 35(6):758-765.
摘要:
在燃气轮机的设计研究中，用于冷却静叶端壁的气体会有一部分从端壁的侧面沿轴向流出，这部分气体恰恰处在轮缘间隙密封流体和主流的交互作用区。采用数值模拟的方法研究了真实工况下端壁侧向出流与动静叶间隙密封流的相互影响，分析了其作用机理并在此基础上提出了一种新型的非均匀布置出流孔结构。结果表明端壁侧向出流能够抑制主流侵入涡系的大小和深度，当端壁侧向出流量 R m =10%能够将密封间隙冷却60～80K；新提出的非均匀布置端壁侧向出流孔结构能改善对静叶尾缘附近这些燃气入侵严重区域的密封效果， R m =10%的情况下非均匀出流形式在静叶尾缘区域的密封效率能够提高3%左右。
在燃气轮机的设计研究中，用于冷却静叶端壁的气体会有一部分从端壁的侧面沿轴向流出，这部分气体恰恰处在轮缘间隙密封流体和主流的交互作用区。采用数值模拟的方法研究了真实工况下端壁侧向出流与动静叶间隙密封流的相互影响，分析了其作用机理并在此基础上提出了一种新型的非均匀布置出流孔结构。结果表明端壁侧向出流能够抑制主流侵入涡系的大小和深度，当端壁侧向出流量 R m =10%能够将密封间隙冷却60～80K；新提出的非均匀布置端壁侧向出流孔结构能改善对静叶尾缘附近这些燃气入侵严重区域的密封效果， R m =10%的情况下非均匀出流形式在静叶尾缘区域的密封效率能够提高3%左右。
2014, 35(6):766-773.
摘要:
为了降低跨声速叶栅通道中的激波损失，提高叶栅出口的总压恢复系数，以二维粘性反问题设计方法理论为基础，发展了二维叶栅反问题设计方法，通过调整叶片表面沿轴向的载荷分布，在保持叶片总载荷不变的同时，达到降低叶栅槽道中的激波强度，减少激波损失的目的。为验证方法的正确性，首先运用德国宇航中心L030-4叶栅实验数据与计算结果进行对比，在此基础上对叶片载荷进行分析，并提出了一种叶片表面载荷分布参数化方法，运用该方法修改叶片表面载荷分布后通过反问题设计方法得到新的叶型。结果表明，通过修改叶片表面载荷分布，运用二维反问题设计方法得到的新叶型激波强度明显降低，叶栅出口总压恢复系数以及马赫数较原型均有增加，叶栅气动性能明显提高。
为了降低跨声速叶栅通道中的激波损失，提高叶栅出口的总压恢复系数，以二维粘性反问题设计方法理论为基础，发展了二维叶栅反问题设计方法，通过调整叶片表面沿轴向的载荷分布，在保持叶片总载荷不变的同时，达到降低叶栅槽道中的激波强度，减少激波损失的目的。为验证方法的正确性，首先运用德国宇航中心L030-4叶栅实验数据与计算结果进行对比，在此基础上对叶片载荷进行分析，并提出了一种叶片表面载荷分布参数化方法，运用该方法修改叶片表面载荷分布后通过反问题设计方法得到新的叶型。结果表明，通过修改叶片表面载荷分布，运用二维反问题设计方法得到的新叶型激波强度明显降低，叶栅出口总压恢复系数以及马赫数较原型均有增加，叶栅气动性能明显提高。
2014, 35(6):774-778.
摘要:
为揭示尾迹/势流干扰下压气机静叶附面层的非定常流动机理，采用数值方法对单级高负荷跨声速风扇中径处的非定常流场进行模拟，针对尾迹/势流干扰下的静叶附面层非定常流动特征进行研究。基于尾迹/势流与叶片附面层干扰模型，通过叶片壁面摩擦力、近壁面附面层湍动能和壁面静压脉动，详细分析了尾迹和势流干扰下尾迹对高负荷静叶附面层流动状态的影响。研究发现:在非定常条件下，尾迹干扰能够“刺穿”静叶附面层，使得静叶附面层发生跨越转捩现象。尾迹和受其诱导的势流碰撞静叶前缘产生的压力扰动波在压力面附面层内以声速传播，影响压力面整个弦长的静压和摩擦力分布，而在吸力面上，扰动波的传播仅局限在前缘区域部分弦长上，吸力面和压力面传播现象不同与逆压梯度和曲面凸、凹形状相关。
为揭示尾迹/势流干扰下压气机静叶附面层的非定常流动机理，采用数值方法对单级高负荷跨声速风扇中径处的非定常流场进行模拟，针对尾迹/势流干扰下的静叶附面层非定常流动特征进行研究。基于尾迹/势流与叶片附面层干扰模型，通过叶片壁面摩擦力、近壁面附面层湍动能和壁面静压脉动，详细分析了尾迹和势流干扰下尾迹对高负荷静叶附面层流动状态的影响。研究发现:在非定常条件下，尾迹干扰能够“刺穿”静叶附面层，使得静叶附面层发生跨越转捩现象。尾迹和受其诱导的势流碰撞静叶前缘产生的压力扰动波在压力面附面层内以声速传播，影响压力面整个弦长的静压和摩擦力分布，而在吸力面上，扰动波的传播仅局限在前缘区域部分弦长上，吸力面和压力面传播现象不同与逆压梯度和曲面凸、凹形状相关。
2014, 35(6):779-787.
摘要:
采用商用计算流体力学软件CFX，湍流模型采用标准 k - w 两方程湍流模型，叶型为单涡轮动叶叶片，应用数值模拟方法研究了弧形端壁造型对动叶泄漏流动及涡轮气动性能的影响。数值研究结果表明:适当优化的弧形端壁造型可以改善泄漏涡和通道涡作用状况、提高出口总压和改善气流角分布、降低叶顶间隙泄漏和提高效率。最优端壁造型可以减少间隙泄漏0.27%，提高效率0.77%。在变攻角下，最优端壁造型效率最高点出现在设计攻角下，但攻角变化越大，间隙泄漏流动越少。
采用商用计算流体力学软件CFX，湍流模型采用标准
2014, 35(6):788-792.
摘要:
主动冷却超燃冲压发动机一般使用碳氢化合物作为燃料，但是碳氢燃料存在点火延迟时间长，稳定燃烧范围窄等问题，这就迫切需要开展碳氢燃料点火和稳燃新方法的研究。脉冲燃烧可能是一种拓展超声速燃烧室工作范围的方式，但在超声速燃烧室内还没有开展相关研究。使用结构简单的脉冲火花塞(5Hz，50J/pulse)，在马赫数2.5的直联式超声速燃烧室内，实验研究了乙烯和超临界煤油的超声速脉冲燃烧可能性、燃烧模式及影响因素。乙烯脉冲燃烧实验表明，在稳定燃烧范围以外存在脉冲燃烧，并能够提供有效的脉冲推力。乙烯脉冲燃烧主要存在于来流空气总温较低的条件下；随着总温的提高，脉冲燃烧将进一步引起稳定燃烧；当总温很高时，乙烯直接稳定燃烧，没有观测到脉冲燃烧现象。煤油的实验表明，本文所用的脉冲式能量补充无法实现超临界煤油的脉冲燃烧，煤油的脉冲燃烧可能需要更多的热量和自由基。
主动冷却超燃冲压发动机一般使用碳氢化合物作为燃料，但是碳氢燃料存在点火延迟时间长，稳定燃烧范围窄等问题，这就迫切需要开展碳氢燃料点火和稳燃新方法的研究。脉冲燃烧可能是一种拓展超声速燃烧室工作范围的方式，但在超声速燃烧室内还没有开展相关研究。使用结构简单的脉冲火花塞(5Hz，50J/pulse)，在马赫数2.5的直联式超声速燃烧室内，实验研究了乙烯和超临界煤油的超声速脉冲燃烧可能性、燃烧模式及影响因素。乙烯脉冲燃烧实验表明，在稳定燃烧范围以外存在脉冲燃烧，并能够提供有效的脉冲推力。乙烯脉冲燃烧主要存在于来流空气总温较低的条件下；随着总温的提高，脉冲燃烧将进一步引起稳定燃烧；当总温很高时，乙烯直接稳定燃烧，没有观测到脉冲燃烧现象。煤油的实验表明，本文所用的脉冲式能量补充无法实现超临界煤油的脉冲燃烧，煤油的脉冲燃烧可能需要更多的热量和自由基。
2014, 35(6):793-798.
摘要:
为了分析不同涡轮冷却方式以及冷却技术水平对航空发动机性能的影响，建立了航空发动机性能仿真模型，引入了考虑冷气用量以及冷却附带效率损失的涡轮冷却算法。计算结果表明:在相同的热力循环参数下，对流气膜冷却对应的发动机单位推力、热效率以及耗油率均较为良好，综合表现最佳；就对流气膜冷却而言，若冷气用量以及冷却附带效率损失均减少20%，则发动机耗油率降低0.9%，单位推力提高3%。
为了分析不同涡轮冷却方式以及冷却技术水平对航空发动机性能的影响，建立了航空发动机性能仿真模型，引入了考虑冷气用量以及冷却附带效率损失的涡轮冷却算法。计算结果表明:在相同的热力循环参数下，对流气膜冷却对应的发动机单位推力、热效率以及耗油率均较为良好，综合表现最佳；就对流气膜冷却而言，若冷气用量以及冷却附带效率损失均减少20%，则发动机耗油率降低0.9%，单位推力提高3%。
2014, 35(6):799-808.
摘要:
以PMMA为燃料对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室的自点火性能进行了数值仿真研究。基于热解气体有限速率/涡耗散燃烧模型，通过求解装药壁面和内流场耦合的一维导热方程，得到稳态构型下的燃面退移率，数值结果和实验测量值吻合得较好。研究了进气流量、总温和燃烧室构型对自点火性能的影响，结果表明:成功自点火和未自点火的燃烧室内流场有明显差异。存在进气贫氧、进气富氧和进气总温自点火极限；提高进气总温有利于拓宽贫氧极限和富氧极限之间的范围。凹腔长度不足，即使增深凹腔也不能实现自点火；凹腔深度不足，即使加长凹腔也不能实现自点火；较长较深的凹腔能够实现自点火。平直段直径越大，越不利于自点火的实现。
以PMMA为燃料对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室的自点火性能进行了数值仿真研究。基于热解气体有限速率/涡耗散燃烧模型，通过求解装药壁面和内流场耦合的一维导热方程，得到稳态构型下的燃面退移率，数值结果和实验测量值吻合得较好。研究了进气流量、总温和燃烧室构型对自点火性能的影响，结果表明:成功自点火和未自点火的燃烧室内流场有明显差异。存在进气贫氧、进气富氧和进气总温自点火极限；提高进气总温有利于拓宽贫氧极限和富氧极限之间的范围。凹腔长度不足，即使增深凹腔也不能实现自点火；凹腔深度不足，即使加长凹腔也不能实现自点火；较长较深的凹腔能够实现自点火。平直段直径越大，越不利于自点火的实现。
2014, 35(6):809-814.
摘要:
为了研究不同后钝体开口结构对先进旋涡燃烧室(AVC)流场的影响，分别对不同开口角度和开口尺寸的AVC流场进行了数值模拟。结果表明，后钝体开口比不开口有明显的优势，可通过选择合适的后钝体开口角度和开口尺寸来优化AVC，实现低压降的稳定燃烧。后钝体开口结构AVC可有效提高凹腔温度并使温度分布更加均匀。对于本文AVC结构的后钝体，半开口角度 θ 为50°，开口尺寸为2mm时，AVC综合性能最佳。
为了研究不同后钝体开口结构对先进旋涡燃烧室(AVC)流场的影响，分别对不同开口角度和开口尺寸的AVC流场进行了数值模拟。结果表明，后钝体开口比不开口有明显的优势，可通过选择合适的后钝体开口角度和开口尺寸来优化AVC，实现低压降的稳定燃烧。后钝体开口结构AVC可有效提高凹腔温度并使温度分布更加均匀。对于本文AVC结构的后钝体，半开口角度 θ 为50°，开口尺寸为2mm时，AVC综合性能最佳。
2014, 35(6):815-821.
摘要:
为了研究超燃冲压发动机总体性能一维计算方法，采用一种新的热力喉道计算方法，由燃烧室出口开始沿上游依次进行声速截面假设，利用流量方程、能量方程及总静压方程计算出该截面所有一维参数，再利用解析方法，计算该假设截面的临界燃烧效率梯度，并由此给出热力喉道判断条件，求出热力喉道的位置。用该方法分别对马赫数3.5~6飞行条件下的发动机模型进行了计算，并与传统方法的计算结果进行对比，结果表明:该方法能够快速计算热力学喉道，具有良好的可行性，与传统方法之间的误差均在6%以内。
为了研究超燃冲压发动机总体性能一维计算方法，采用一种新的热力喉道计算方法，由燃烧室出口开始沿上游依次进行声速截面假设，利用流量方程、能量方程及总静压方程计算出该截面所有一维参数，再利用解析方法，计算该假设截面的临界燃烧效率梯度，并由此给出热力喉道判断条件，求出热力喉道的位置。用该方法分别对马赫数3.5~6飞行条件下的发动机模型进行了计算，并与传统方法的计算结果进行对比，结果表明:该方法能够快速计算热力学喉道，具有良好的可行性，与传统方法之间的误差均在6%以内。
2014, 35(6):822-829.
摘要:
为研究预混燃烧的燃烧不稳定性，采用低阶热声网络分析方法确定燃烧不稳定性的模态特征及非线性特性。在热声网络程序中利用声网络来描述燃烧室结构的声学特性，利用速度脉动的函数描述火焰的热释放脉动。在火焰模型中，在线性模型中增加非线性以求解不稳定模态的极限环幅值。分析了钝体模型燃烧室中火焰模型参数对燃烧不稳定性的影响，模拟结果与实验结果符合得很好。结果表明声网络方法结合非线性火焰模型能描述燃烧系统的燃烧不稳定性和直接预测极限环幅值。
为研究预混燃烧的燃烧不稳定性，采用低阶热声网络分析方法确定燃烧不稳定性的模态特征及非线性特性。在热声网络程序中利用声网络来描述燃烧室结构的声学特性，利用速度脉动的函数描述火焰的热释放脉动。在火焰模型中，在线性模型中增加非线性以求解不稳定模态的极限环幅值。分析了钝体模型燃烧室中火焰模型参数对燃烧不稳定性的影响，模拟结果与实验结果符合得很好。结果表明声网络方法结合非线性火焰模型能描述燃烧系统的燃烧不稳定性和直接预测极限环幅值。
2014, 35(6):830-837.
摘要:
为填补国内发动机设计体系初始阶段的不足，基于渐进结构法建立了一套适用于燃气发动机压气机转子轮盘的拓扑优化设计方法，充分考虑工程需求，对优化过程中可能出现的主结构断裂、封闭环腔结构问题，以及优化过程不可逆的缺陷，分别提出了限定全局与优化子步中可优化域、人为控制优化进程等应对措施。以轮缘径向位移协调为目标的算例表明，该方法有效提高了轮盘处内流道的保形效果，具有流程可行性与结果有效性，从而具备良好的工程实用性。
为填补国内发动机设计体系初始阶段的不足，基于渐进结构法建立了一套适用于燃气发动机压气机转子轮盘的拓扑优化设计方法，充分考虑工程需求，对优化过程中可能出现的主结构断裂、封闭环腔结构问题，以及优化过程不可逆的缺陷，分别提出了限定全局与优化子步中可优化域、人为控制优化进程等应对措施。以轮缘径向位移协调为目标的算例表明，该方法有效提高了轮盘处内流道的保形效果，具有流程可行性与结果有效性，从而具备良好的工程实用性。
2014, 35(6):838-845.
摘要:
针对核主元分析(KPCA)方法难以选择合适核函数的问题，提出了一种基于自适应核主元分析的传感器故障检测方法，根据训练数据对核函数进行自适应修正，使核函数适应给定的训练数据。对常规数据标准化处理方法进行了改进，提出了一种“均值化”的处理方法，使处理后的数据既能消除不同变量幅值和量纲的影响，又能反映训练数据的全部信息。将此方法应用于机载电动静液作动器(Electro-Hydrostatic Actuator，EHA)系统的传感器故障检测，结果表明，此方法比常规KPCA方法更为先进，具有更好的故障检测性能。
针对核主元分析(KPCA)方法难以选择合适核函数的问题，提出了一种基于自适应核主元分析的传感器故障检测方法，根据训练数据对核函数进行自适应修正，使核函数适应给定的训练数据。对常规数据标准化处理方法进行了改进，提出了一种“均值化”的处理方法，使处理后的数据既能消除不同变量幅值和量纲的影响，又能反映训练数据的全部信息。将此方法应用于机载电动静液作动器(Electro-Hydrostatic Actuator，EHA)系统的传感器故障检测，结果表明，此方法比常规KPCA方法更为先进，具有更好的故障检测性能。
2014, 35(6):846-851.
摘要:
为了解决传统固体复合推进剂端羟基-异氰酸酯固化体系对水敏感以及与ADN，B粉等新组分不相容的问题，使用端炔基化的环氧乙烷-四氢呋喃共聚醚(PTPET)-多叠氮化合物组成新的固化体系，制备了常规配方S1、含键合剂配方S2、含ADN配方S3和含B粉配方S4的复合推进剂，对其力学性能和燃烧性能进行了测试。结果表明，室温下S1~S4的拉伸强度和断裂伸长率分别为0.60MPa，15%；0.63MPa，31%；0.40MPa，24%；0.72MPa，124%。在低温 (-40 ℃)下，S1~S4的拉伸强度和断裂伸长率分别为1.69MPa，＞150%；2.10MPa，＞149%；1.18MPa，＞145%；2.10MPa，＞149%。在高温 (60 ℃)下，S1~S4的拉伸强度和断裂伸长率分别为0.47MPa，23%；0.49MPa，21%；0.32MPa，17%；0.57MPa，84%。S2~S4在4~8 MPa下的燃速压力指数分别为0.49，0.52，0.38。4MPa压力，Ar气气氛下，S1~S4的爆热分别为6669，6695，6350，7014kJ/kg。总结了燃速和爆热的关系方程式。
为了解决传统固体复合推进剂端羟基-异氰酸酯固化体系对水敏感以及与ADN，B粉等新组分不相容的问题，使用端炔基化的环氧乙烷-四氢呋喃共聚醚(PTPET)-多叠氮化合物组成新的固化体系，制备了常规配方S1、含键合剂配方S2、含ADN配方S3和含B粉配方S4的复合推进剂，对其力学性能和燃烧性能进行了测试。结果表明，室温下S1~S4的拉伸强度和断裂伸长率分别为0.60MPa，15%；0.63MPa，31%；0.40MPa，24%；0.72MPa，124%。在低温 (-40 ℃)下，S1~S4的拉伸强度和断裂伸长率分别为1.69MPa，＞150%；2.10MPa，＞149%；1.18MPa，＞145%；2.10MPa，＞149%。在高温 (60 ℃)下，S1~S4的拉伸强度和断裂伸长率分别为0.47MPa，23%；0.49MPa，21%；0.32MPa，17%；0.57MPa，84%。S2~S4在4~8 MPa下的燃速压力指数分别为0.49，0.52，0.38。4MPa压力，Ar气气氛下，S1~S4的爆热分别为6669，6695，6350，7014kJ/kg。总结了燃速和爆热的关系方程式。
2014, 35(6):852-857.
摘要:
为研究可调谐半导体激光吸收光谱测量技术在工业环境中的应用，采用波长调制光谱测量方法，对超燃直连式试验台隔离段内的超声速气流进行了测量研究。通过对7185.60cm -1 和7454.45cm -1 2条H 2 O吸收谱线的频率标定和多普勒频移测量，实现了高速气流速度的实时在线测量，测量值相对于预测值的偏差在3%以内。基于2条H 2 O吸收谱线的光谱参数和激光调制参数，建立了基于实验环境的仿真数据库。采用频分复用方法，通过迭代求解了隔离段内的温度和组分浓度，其结果相对于预测值的偏差分别在4%和12%以内。该方法不仅能够实现不同谱线的同步实时测量，而且验证了在恶劣环境下的应用效果。
为研究可调谐半导体激光吸收光谱测量技术在工业环境中的应用，采用波长调制光谱测量方法，对超燃直连式试验台隔离段内的超声速气流进行了测量研究。通过对7185.60cm -1 和7454.45cm -1 2条H 2 O吸收谱线的频率标定和多普勒频移测量，实现了高速气流速度的实时在线测量，测量值相对于预测值的偏差在3%以内。基于2条H 2 O吸收谱线的光谱参数和激光调制参数，建立了基于实验环境的仿真数据库。采用频分复用方法，通过迭代求解了隔离段内的温度和组分浓度，其结果相对于预测值的偏差分别在4%和12%以内。该方法不仅能够实现不同谱线的同步实时测量，而且验证了在恶劣环境下的应用效果。
2014, 35(6):858-864.
摘要:
为了研究带外涵加力脉冲爆震燃烧室(Pulse detonation combustor，PDC)的分开排气涡扇发动机性能，建立了其性能模型。利用该模型对带PDC外涵加力原理性试验模型的性能进行了评估，同时选取涡扇发动机对该发动机采用PDC外涵加力后的部件特性及整机性能进行研究，并比较了等燃油流量下外涵道装有PDC和传统等压燃烧室的发动机性能。理论计算结果和实验值对比表明，加装合适的喷管结构能够大大提高该原理性试验模型的推力性能。算例的计算结果显示:随着PDC工作频率的提高，发动机总推力增加，耗油率增大；在同一工作频率下，PDC平均增压比、平均出口温度和发动机总推力在当量比1.1左右达到最大值，发动机总耗油率随着当量比的增大而增加；当PDC工作频率超过50Hz时，外涵道装有PDC的发动机总推力大于外涵道装有传统等压燃烧室的发动机推力，且耗油率要小。
为了研究带外涵加力脉冲爆震燃烧室(Pulse detonation combustor，PDC)的分开排气涡扇发动机性能，建立了其性能模型。利用该模型对带PDC外涵加力原理性试验模型的性能进行了评估，同时选取涡扇发动机对该发动机采用PDC外涵加力后的部件特性及整机性能进行研究，并比较了等燃油流量下外涵道装有PDC和传统等压燃烧室的发动机性能。理论计算结果和实验值对比表明，加装合适的喷管结构能够大大提高该原理性试验模型的推力性能。算例的计算结果显示:随着PDC工作频率的提高，发动机总推力增加，耗油率增大；在同一工作频率下，PDC平均增压比、平均出口温度和发动机总推力在当量比1.1左右达到最大值，发动机总耗油率随着当量比的增大而增加；当PDC工作频率超过50Hz时，外涵道装有PDC的发动机总推力大于外涵道装有传统等压燃烧室的发动机推力，且耗油率要小。
推进技术 ® 2024 版权所有
技术支持：北京勤云科技发展有限公司
技术支持：北京勤云科技发展有限公司