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RP-3航空煤油简化机理在航空发动机燃烧室中的适用性评估
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作者 郑玮琳 王娇 +1 位作者 王麒骄 曾文 《推进技术》 北大核心 2025年第2期175-186,共12页
为获得适合工程应用的RP-3航空煤油简化机理以及数值计算方法,针对某航空发动机燃烧室模型进行相同工况下的试验与数值仿真,耦合五种不同替代燃料组分以及反应数数量级的RP-3航空煤油简化反应机理获得的计算结果与试验数据对比分析,比... 为获得适合工程应用的RP-3航空煤油简化机理以及数值计算方法,针对某航空发动机燃烧室模型进行相同工况下的试验与数值仿真,耦合五种不同替代燃料组分以及反应数数量级的RP-3航空煤油简化反应机理获得的计算结果与试验数据对比分析,比较燃烧室内及燃烧室出口温度场、组分浓度场以及CO,NO_(x)等污染物的排放分布,分析不同化学反应机理的预测结果之间差异产生的原因。结果表明:五种简化反应机理均可以较好地反映出温度场以及组分浓度场的整体分布,但在具体数值的预测方面有所差异;其中,五组分简化机理对出口平均温度以及CO排放的预测最为准确,出口平均温度误差为0.41%,CO排放的误差为36.69%;四组分简化机理对NO_(x)排放的预测最为准确,NO_(x)排放的误差为0.63%,出口温度分布与试验数据吻合最好,整体来看具有更好的工程应用价值;单组分简化机理的整体计算结果准确性最低;此外,替代燃料组分以及反应数数量级的差异并未对基于火焰面生成流形建表的计算效率产生较大影响。 展开更多
关键词 RP-3航空煤油 简化机理 污染物排放 燃烧特性 计算效率
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航空发动机机匣螺栓连接结构简化模型修正 被引量:1
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作者 付鹏哲 赵迪文 刘玉 《航空发动机》 北大核心 2024年第3期98-102,共5页
为了提高航空发动机机匣螺栓连接结构动力学模型修正效率,基于模态置信准则(MAC),提出了一种基于实体振型的动力学参数简化模型修正技术,采用该技术对发动机机匣典型螺栓连接结构有限元参数模型进行了修正。通过模态测试获得实际机匣的... 为了提高航空发动机机匣螺栓连接结构动力学模型修正效率,基于模态置信准则(MAC),提出了一种基于实体振型的动力学参数简化模型修正技术,采用该技术对发动机机匣典型螺栓连接结构有限元参数模型进行了修正。通过模态测试获得实际机匣的模态信息,并与有限元实体模型模态进行比较,利用实体模型模态信息筛选修正参数,采用参数化响应面优化方法对机匣动力学简化模型进行修正。结果表明:基于实体振型的动力学参数简化模型修正技术可以避免对模型进行多次调用,提高了简化模型修正效率;具有较高的修正精度,修正后的典型螺栓连接结构简化模型准确性明显提高约11%。该修正技术进一步完善后可用于航空发动机整机动力学分析、故障分析等。 展开更多
关键词 螺栓连接结构 有限元建模 模态测试 模型修正 机匣 航空发动机
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航空发动机轴承腔通风结构嵌入改进及油气两相流动特性研究
3
作者 燕阳 任国哲 +3 位作者 徐文峰 赵欢 孙丹 张成烽 《润滑与密封》 CAS CSCD 北大核心 2024年第6期115-124,共10页
为研究航空发动机轴承腔油气两相流动特性,提高轴承腔回油特性,针对轴承腔的通风结构提出嵌入改进方案;建立基于欧拉-欧拉方法轴承腔两相流求解模型,对不同工况下常规轴承腔和嵌入改进方案轴承腔流动特性和回油特性进行分析。研究结果表... 为研究航空发动机轴承腔油气两相流动特性,提高轴承腔回油特性,针对轴承腔的通风结构提出嵌入改进方案;建立基于欧拉-欧拉方法轴承腔两相流求解模型,对不同工况下常规轴承腔和嵌入改进方案轴承腔流动特性和回油特性进行分析。研究结果表明,将常规轴承腔通风结构进行嵌入改进后,润滑油被嵌入的通风口壁面阻挡,在空气剪切力和重力的作用下,通风口右侧的润滑油掠过通风口向下游移动,从通风口流出的润滑油量减小,从回油口流出的润滑油增加,因而使得回油效率明显提升;随着嵌入深度的增加,从通风口流出的润滑油得到进一步抑制,腔内润滑油体积分数进一步增加,回油效率得到进一步提升;相比常规轴承腔,当润滑油流量为200 L/h,转速为15 000 r/min时,嵌入改进方案回油效率提升最为明显,嵌入深度为8、10、12 mm的改进方案回油效率分别提高了16.72%、18.80%和20.19%。 展开更多
关键词 航空发动机 油气两相 轴承腔 通风结构 回油效率
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航空发动机露天侧风试验装置流场特性数值模拟
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作者 杨庆 徐让书 +1 位作者 徐龙 陈魁炟 《航空发动机》 北大核心 2024年第5期167-174,共8页
为了分析侧风试验装置的流场特性,建立了真实尺寸的CFD数值仿真模型,利用集总参数模型模拟了风机流动,研究了整流装置、风机布局和自然风对装置流场特性的影响。结果表明:稳定段加装3层开孔率为0.50~0.55的阻尼网可以使试验区动压系数μ... 为了分析侧风试验装置的流场特性,建立了真实尺寸的CFD数值仿真模型,利用集总参数模型模拟了风机流动,研究了整流装置、风机布局和自然风对装置流场特性的影响。结果表明:稳定段加装3层开孔率为0.50~0.55的阻尼网可以使试验区动压系数μ≤0.005,改善了风机布局和收缩段突缩对出口流场品质产生的不利影响;装置内部外圈风机的流量低于中心风机的,且不同布局的风机组合具有不同的流场特性和抗自然风干扰能力;风向与装置轴线夹角为30°及以下的自然风对流场品质影响较小且有利于风机风量的输出,而夹角大于60°时装置内靠近风向一侧的风机受到的扰动较大,同时装置出口的射流方向发生大幅度偏转。研究结论对于航空发动机露天侧风试验装置的设计、使用和完善,以及进一步开展喷水、喷砂特性的模拟分析具有较大参考价值。 展开更多
关键词 航空发动机 露天试车台 侧风试验装置 数值模拟 流场均匀性 风机集群
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液氧/甲烷火箭发动机波纹状再生冷却通道的换热特性 被引量:1
5
作者 王建明 吴政源 +2 位作者 王一攀 陈祎航 徐微 《推进技术》 北大核心 2025年第3期162-172,共11页
为了提高液氧/甲烷发动机再生冷却通道的换热效率,提出了波纹形状冷却通道结构。编程计算得到甲烷随温度压力同时变化的冷却剂物性参数,对软件进行用户自定义函数(UDF)二次开发,进而对发动机推力室与再生冷却通道进行了燃烧传热耦合模... 为了提高液氧/甲烷发动机再生冷却通道的换热效率,提出了波纹形状冷却通道结构。编程计算得到甲烷随温度压力同时变化的冷却剂物性参数,对软件进行用户自定义函数(UDF)二次开发,进而对发动机推力室与再生冷却通道进行了燃烧传热耦合模拟。对比了波纹通道与光滑通道的换热能力,结果表明:壁面波纹形状使冷却剂在通道内充分掺混,降低了壁面的法向温度梯度,冷却效果更好。当波高H=0.6 mm时波纹通道相较于光滑通道最高温度和平均温度分别降低93.9 K和24.9 K。波纹通道形状决定波纹通道的换热能力,进一步研究了不同波纹高度与进口雷诺数对冷却通道换热性能的影响,当H<0.4 mm时换热能力较弱,H>0.6 mm时流动阻力激增,在进口雷诺数为1.8×10^(5)时,波纹通道的综合换热因子更高。 展开更多
关键词 液氧/甲烷发动机 再生冷却 耦合传热 波纹通道 数值模拟
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航空发动机高速锥齿轮瞬态动力学分析与试验研究 被引量:14
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作者 栾孝驰 沙云东 +3 位作者 郭小鹏 廖宇楠 赵奉同 刘欣 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第12期2806-2815,共10页
针对航空发动机中央传动锥齿轮由行波共振引起的掉块故障,采用瞬态接触动力学分析方法与试验验证相结合的手段,对行波共振发生时从动锥齿轮的共振特性和应力分布开展研究。基于声测法开展了航空发动机中央传动锥齿轮行波共振试验,研究... 针对航空发动机中央传动锥齿轮由行波共振引起的掉块故障,采用瞬态接触动力学分析方法与试验验证相结合的手段,对行波共振发生时从动锥齿轮的共振特性和应力分布开展研究。基于声测法开展了航空发动机中央传动锥齿轮行波共振试验,研究中央传动锥齿轮行波共振特性,获取了从动锥齿轮行波共振动频、危险转速以及破坏断裂特征。仿真计算结果与试验结果对比分析表明:试验中出现三节径共振皆是前行波共振,四节径共振是后行波共振;三节径共振危险转速范围为74.2%~76.2%,四节径共振危险转速范围为102.8%~104.2%。数值仿真与试验测试中结构静频值具有一致性,三节径误差小于2%,四节径误差小于5%,验证了仿真计算模型的准确性。仿真计算四节径行波共振时从动锥齿轮齿根处和辐板应力集中,应力分布形式与齿轮故障复现试验断裂形式基本一致,辐板正面应力值大小与试验结果基本吻合,误差在0.5%~9.5%,满足工程级应力预测要求,验证了瞬态接触动力学分析方法对齿轮行波共振应力预测的有效性。试验表明该齿轮结构是否存在初始缺陷是发生齿轮断裂故障的重要因素之一。 展开更多
关键词 航空发动机 中央传动锥齿轮 行波共振 断裂故障 声测法 动力学分析
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某型航空发动机轴间轴承集油结构内的两相流动数值计算 被引量:6
7
作者 强轲 徐让书 +1 位作者 戴海宁 田骏丹 《润滑与密封》 CAS CSCD 北大核心 2020年第11期118-124,129,共8页
为了分析某型航空发动机轴间轴承集油结构集油效率不高的原因,采用基于VOF模型和滑移网格技术的多相流数值计算方法,建立轴承集油结构的油气两相流三维瞬态仿真模型,分析集油结构的流场和滑油分布,揭示集油结构内的滑油运动规律和集油... 为了分析某型航空发动机轴间轴承集油结构集油效率不高的原因,采用基于VOF模型和滑移网格技术的多相流数值计算方法,建立轴承集油结构的油气两相流三维瞬态仿真模型,分析集油结构的流场和滑油分布,揭示集油结构内的滑油运动规律和集油损失的机制,并给出了滑油流量对集油效率的影响。结果表明:集油结构中形成对转流动以及涡环,集油损失的原因主要是由于滑油油柱冲击保持架壁面后飞溅形成的油滴颗粒被旋涡带入油坝与收集器之间的狭缝,进而被甩出到轴承腔,导致集油效率降低;集油结构的集油效率与滑油流量无关,仅取决于自身结构。所研究的集油结构的集油效率仅为62%,须改进集油结构,以提高其集油效率。 展开更多
关键词 航空发动机 轴间轴承 集油结构 油-气两相流 VOF模型
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航空发动机振动传递特性研究进展 被引量:6
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作者 汪才 艾延廷 +2 位作者 陈仁桢 张凤玲 艾辛平 《航空发动机》 北大核心 2023年第2期72-88,共17页
航空发动机振动传递规律是业内研究热点之一。为了控制整个机械系统振动传递,通过找到振动能量的传递主要路径,进行了结构优化和参数设计。介绍了航空发动机振源机理及研究进展,分别对航空发动机规律性激振源与非规律性激振源进行了系... 航空发动机振动传递规律是业内研究热点之一。为了控制整个机械系统振动传递,通过找到振动能量的传递主要路径,进行了结构优化和参数设计。介绍了航空发动机振源机理及研究进展,分别对航空发动机规律性激振源与非规律性激振源进行了系统地论述,总结了国内外关于转子系统故障的研究情况;详细分析了传递路径分析方法及其衍生方法相关技术的优点以及近年来传递路径分析法(TPA)、工况传递路径分析法(OTPA)、扩展工况传递路径分析法(OPAX)等传递路径分析方法在汽车、地铁、船舶、航空领域中的应用,指出了不同传递路径分析方法存在的问题;对航空发动机整机振动传递特性研究的发展趋势进行了展望。由于振动传递路径分析方法在航空发动机领域并未系统开展,分类综述了航空发动机整机振动传递特性研究成果,搜集整理了应用于转子-轴承-机匣-吊挂系统振动传递分析方法,可为航空发动机整机振动传递特性研究提供参考。 展开更多
关键词 振动控制 传递路径 整机振动 传递路径分析法 工况传递路径分析法 扩展工况传递路径分析法 航空发动机
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航空发动机轴承腔油气两相流动特性及改进研究 被引量:3
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作者 任国哲 燕阳 +3 位作者 郑莞霏 赵欢 孙丹 张成烽 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第11期160-169,共10页
为了研究航空发动机轴承腔油气两相流动特性,改善滑油回油效果,建立了基于欧拉-欧拉方法轴承腔两相流求解模型,针对轴承腔的通风结构和回油结构提出了三种改进方案,对不同工况下常规轴承腔和三种改进方案流动特性和回油特性进行深入分... 为了研究航空发动机轴承腔油气两相流动特性,改善滑油回油效果,建立了基于欧拉-欧拉方法轴承腔两相流求解模型,针对轴承腔的通风结构和回油结构提出了三种改进方案,对不同工况下常规轴承腔和三种改进方案流动特性和回油特性进行深入分析。研究结果表明,将常规轴承腔通风结构进行嵌入(Embed)改进后,滑油被嵌入的通风口壁面阻挡,从通风口流出的滑油量减小,回油效率明显提升;将常规轴承腔回油结构进行斜坡(Slope)改进后,回油口右侧滑油堆积区消失,腔内滑油体积分数减小,回油效率明显提升;组合改进方案(ES)能够兼顾嵌入和斜坡改进方案的优势,回油效率进一步提升。相比常规轴承腔,当滑油流量为200L/h,转速为15000r/min时,嵌入、斜坡和组合改进方案回油效率分别提高了16.47%,13.02%和32.81%。 展开更多
关键词 航空发动机 油气两相流 轴承腔 通风结构 回油结构 回油效率
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生物质航空燃料层流燃烧特性试验
10
作者 谷泽浩 曾文 +2 位作者 范顺昌 徐紫馨 许昕婷 《航空发动机》 北大核心 2025年第5期64-69,共6页
为了获得某生物质航空燃料的层流燃烧特性,在定容弹中开展了多工况条件下该生物质航空燃料的层流火焰传播特性的试验测试,并对该生物质航空燃料与RP-3航空煤油的层流燃烧速度进行对比分析。结果表明:与RP-3航空煤油相比,该生物质航空燃... 为了获得某生物质航空燃料的层流燃烧特性,在定容弹中开展了多工况条件下该生物质航空燃料的层流火焰传播特性的试验测试,并对该生物质航空燃料与RP-3航空煤油的层流燃烧速度进行对比分析。结果表明:与RP-3航空煤油相比,该生物质航空燃料的平均分子量、密度和运动粘度均高,但H/C、十六烷值和净热值均低。随初始压力与当量比的提高,该生物质航空燃料的层流火焰锋面开始出现褶皱或胞状结构,燃烧不稳定性增加;但是,初始温度对其影响不明显。随初始温度的升高、初始压力的降低会使该生物质航空燃料的层流燃烧速度提高,且其随当量比的提高先提高再降低,最大值出现在当量比为1.1时。在大部分工况条件下,该生物质航空燃料的层流燃烧速度均高于RP-3航空煤油的,仅当初始温度为450 K、初始压力为0.3 MPa、当量比小于1.2时,该生物质航空燃料的层流燃烧速度低于RP-3航空煤油的。 展开更多
关键词 生物质航空燃料 层流燃烧速度 火焰传播特性 RP-3航空煤油 影响因素
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RP-3航空煤油/O_(2)的简化反应机理优化与验证
11
作者 曾文 徐紫馨 +2 位作者 张鑫炜 胡斌 常亚超 《燃烧科学与技术》 CAS CSCD 北大核心 2024年第6期539-549,共11页
采用RP-3航空煤油的简化反应机理对多工况条件下RP-3航空煤油/氧气混合物的氧化、着火延迟与层流燃烧特性进行了数值计算,并与相应试验数据进行了对比验证;同时,采用敏感性分析方法对该简化反应机理中燃料相关骨架反应机理中的基元反应... 采用RP-3航空煤油的简化反应机理对多工况条件下RP-3航空煤油/氧气混合物的氧化、着火延迟与层流燃烧特性进行了数值计算,并与相应试验数据进行了对比验证;同时,采用敏感性分析方法对该简化反应机理中燃料相关骨架反应机理中的基元反应进行了敏感性分析;采用遗传算法,对重要的基元反应速率常数进行优化,形成了优化后的RP-3航空煤油/氧气混合物的简化反应机理.结果表明,大部分工况条件下初始简化反应机理对RP-3航空煤油/氧气混合物氧化过程中主要组分浓度、着火延迟时间以及层流燃烧速度的预测值与相应试验值存在较大误差.同时,优化后的简化反应机理对多工况条件下RP-3航空煤油/氧气混合物氧化过程中的主要组分浓度、着火延迟时间及层流燃烧速度的预测值与相应试验值吻合较好. 展开更多
关键词 RP-3航空煤油 简化反应机理 敏感性分析 遗传算法 燃烧特性
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某超燃冲压发动机尾喷管的三维流场特性 被引量:4
12
作者 王建明 齐晓航 +2 位作者 栾思琦 王成军 陈宝岭 《科学技术与工程》 北大核心 2021年第14期6063-6068,共6页
超燃冲压发动机结构简单,推重比大,应用前景广阔。但其流场结构十分复杂,研究超燃冲压发动机三维流场结构具有重要的意义。采用计算流体力学软件对某超燃冲压发动机尾喷管的三维流场进行数值模拟,先后得到了流场的密度、马赫数、涡量及... 超燃冲压发动机结构简单,推重比大,应用前景广阔。但其流场结构十分复杂,研究超燃冲压发动机三维流场结构具有重要的意义。采用计算流体力学软件对某超燃冲压发动机尾喷管的三维流场进行数值模拟,先后得到了流场的密度、马赫数、涡量及速度矢量线图。结果表明:喷管内及侧壁面出口处存在膨胀波。各个壁面出口处附近的流场存在羽流激波和剪切层,内喷管出口周围的羽流激波和剪切层呈环状分布在流场周围,上壁面尾部受羽流激波的影响产生一道由压强决定的管内斜激波。内喷管出口及上壁面尾部处也均存在流向涡结构。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 膨胀波 激波 剪切层 流向涡
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RP-3航空煤油模拟替代燃料的着火延迟特性 被引量:6
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作者 刘靖 胡二江 +1 位作者 黄佐华 曾文 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第2期467-473,共7页
为了获得一种新的国产RP-3航空煤油模拟替代燃料的着火延迟特性,在化学激波管中完成了初始压力分别为0.1MPa与0.3MPa,当量比分别为0.5,1.0与1.5,着火温度为1000~1700K条件下该模拟替代燃料着火延迟时间的试验测试,分析了初始压力与当量... 为了获得一种新的国产RP-3航空煤油模拟替代燃料的着火延迟特性,在化学激波管中完成了初始压力分别为0.1MPa与0.3MPa,当量比分别为0.5,1.0与1.5,着火温度为1000~1700K条件下该模拟替代燃料着火延迟时间的试验测试,分析了初始压力与当量比对该模拟替代燃料着火延迟时间的影响规律,并与相应工况条件下RP-3航空煤油的着火延迟特性进行了对比分析。结果表明,不同工况条件下,该模拟替代燃料的着火延迟时间的对数与着火温度的倒数呈线性关系;其着火延迟时间随当量比的降低或着火温度、初始压力的升高逐渐缩短;相同工况条件下,该模拟替代燃料的着火延迟时间与RP-3航空煤油的着火延迟时间吻合较好。 展开更多
关键词 RP-3航空煤油 模拟替代燃料 点火延迟时间 化学激波管 影响因素
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活性粒子对航空煤油着火特性影响机理分析 被引量:1
14
作者 王美琪 陈雷 +3 位作者 曾文 杨昆 宋鹏 郑玮琳 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第4期370-376,共7页
为了研究等离子体中的活性粒子(OH自由基)对航空煤油着火特性的影响,选择正癸烷骨架机理作为航空煤油替代燃料。用零维均质完全混合模型和零维完全预混模型对等离子体点火和燃烧过程进行计算分析,计算敏感度和各组分摩尔分数来揭示活性... 为了研究等离子体中的活性粒子(OH自由基)对航空煤油着火特性的影响,选择正癸烷骨架机理作为航空煤油替代燃料。用零维均质完全混合模型和零维完全预混模型对等离子体点火和燃烧过程进行计算分析,计算敏感度和各组分摩尔分数来揭示活性粒子的添加对正癸烷着火特性的影响,并采用敏感性分析方法对反应机理进行了适当修正。结果表明:修正后机理的着火延迟时间曲线与正癸烷自点火曲线趋势一致。OH自由基的添加显著缩短航空煤油的着火延迟时间:在750K时,加入0.1%OH自由基相比正癸烷自点火着火延迟时间缩短约41%;加入0.5%OH自由基缩短约52.3%。加入0.8%OH自由基缩短约58.2%。加入OH自由基之后大部分基元反应的敏感度向着促进反应进行的方向增加。 展开更多
关键词 活性粒子 骨架机理 着火延迟时间 敏感度 航空煤油
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RP-3航空煤油燃烧特性及其反应机理构建综述 被引量:8
15
作者 马洪安 付淑青 +2 位作者 吴宗霖 刘宇 曾文 《航空发动机》 北大核心 2021年第1期25-31,共7页
目前耦合航空煤油多步燃烧反应机理的数值模拟计算已引起学者们的重视,燃烧反应机理的构建已成为研究热点。详细介绍了国内外关于航空煤油模拟替代燃料的选取、化学反应动力学模型构建和简化、着火延迟时间和层流燃烧速度等的实验规律... 目前耦合航空煤油多步燃烧反应机理的数值模拟计算已引起学者们的重视,燃烧反应机理的构建已成为研究热点。详细介绍了国内外关于航空煤油模拟替代燃料的选取、化学反应动力学模型构建和简化、着火延迟时间和层流燃烧速度等的实验规律。依据国外研究进展,指出了中国在国产RP-3航空煤油燃烧反应机理研究方面应从基础研究做起,全方位、多维、立体地合作开展相关研究,主要包括:国产RP-3航空煤油化学动力学模型的建立、低温高压工况条件下航空煤油与模拟替代燃料的基础实验研究与模型燃烧室研究,以期丰富相关研究成果,推进航空发动机的高质量发展。 展开更多
关键词 RP-3航空煤油 模拟替代燃料 化学反应动力学机理 着火延迟时间 层流燃烧速度 航空发动机
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低温环境下RP-3航空煤油雾化特性试验研究 被引量:3
16
作者 付淑青 马洪安 +2 位作者 吴宗霖 杨聪 张宝诚 《航空发动机》 北大核心 2021年第6期26-31,共6页
为了获取低温对RP-3航空煤油雾化特性的影响,在综合试验台上完成了供油压力为300~700 kPa、燃油温度为25、-15、-35℃的某喷嘴雾化特性试验。使用高速摄像机拍摄雾化图像,利用Matlab/GUI图像处理功能编制的程序提取雾化锥角边缘,并获得... 为了获取低温对RP-3航空煤油雾化特性的影响,在综合试验台上完成了供油压力为300~700 kPa、燃油温度为25、-15、-35℃的某喷嘴雾化特性试验。使用高速摄像机拍摄雾化图像,利用Matlab/GUI图像处理功能编制的程序提取雾化锥角边缘,并获得雾化锥角,使用相位多普勒粒子分析仪测得距喷口7 mm和17 mm处截面的雾化粒度和油滴平均速度。结果表明:在压力一定、温度降低时,雾化锥角变小,油滴雾化粒度增大,油滴平均速度升高,在同测量截面上的油滴平均速度变化量减小;随着压力升高,-35℃和25℃的雾化锥角相差不超过1°,-35℃的油滴雾化粒度增幅减小到8.36%。 展开更多
关键词 雾化特性 RP-3航空煤油 雾化粒度 油滴平均速度 航空发动机
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单路单喷口RP-3航空煤油雾化特性试验研究 被引量:1
17
作者 吴宗霖 马洪安 +2 位作者 付淑青 杨聪 曾文 《航空发动机》 北大核心 2021年第S01期40-45,共6页
为了获取单路单喷口喷嘴的雾化特性及其影响因素,在综合试验台上进行供油压力为200~600 kPa的某喷嘴雾化特性试验,得到RP-3航空煤油喷雾雾化锥角,使用相位多普勒粒子分析仪测得喷口处雾化粒度和油滴平均速度。结果表明:在不同油压下的... 为了获取单路单喷口喷嘴的雾化特性及其影响因素,在综合试验台上进行供油压力为200~600 kPa的某喷嘴雾化特性试验,得到RP-3航空煤油喷雾雾化锥角,使用相位多普勒粒子分析仪测得喷口处雾化粒度和油滴平均速度。结果表明:在不同油压下的雾化锥角与韦伯数呈正比;在同一水平截面内,雾锥中心的油滴平均速度较大,且油滴平均速度也与韦伯数呈正比;索特尔平均直径与韦伯数呈反比;喷口处索特尔平均直径最小;通过准则方程得到单路单喷口的RP-3航空煤油索特尔平均直径的关系式为D32=58014d_(0)^(0.18416)v^(0.08768)ΔP^(-0.45176);从关系式可见,压力对索特尔平均直径影响较大,压力的升高能迅速降低雾化粒度。 展开更多
关键词 雾化特性 锥角 油滴平均速度 索特尔平均直径 韦伯数 RP-3航空煤油 航空发动机
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燃烧室V形槽-凹腔组合稳定器结构参数对点、熄火性能影响试验
18
作者 缪雪卉 胡斌 +3 位作者 石强 曾文 张德胜 赵庆军 《航空发动机》 北大核心 2025年第5期50-56,共7页
为满足空气涡轮火箭(ATR)发动机加力燃烧室高性能燃烧需求,通过高速相机和激光点火试验对ATR发动机加力燃烧室不同V形槽-凹腔组合火焰稳定器结构的点、熄火过程进行探究,并通过点、熄火试验分析了不同速度下V形槽-凹腔组合稳定器点、熄... 为满足空气涡轮火箭(ATR)发动机加力燃烧室高性能燃烧需求,通过高速相机和激光点火试验对ATR发动机加力燃烧室不同V形槽-凹腔组合火焰稳定器结构的点、熄火过程进行探究,并通过点、熄火试验分析了不同速度下V形槽-凹腔组合稳定器点、熄火边界的变化规律。结果表明:在凹腔后壁面附近,通过激光点火形成的初始火核受到湍流涡团以及燃油分布的影响会在凹腔内向上游传播,最终稳定在蒸发管排气口附近并引燃整个燃烧室;在稳定工作状态下,受到V形槽下游流场与凹腔内流场湍流交换的影响,V形槽下游存在稳定燃烧,随着油气比逐渐降低,V形槽下游的燃烧区域减小,在近熄火工况,燃烧区仅存在于凹腔内部;槽宽为30 mm的组合稳定器的点、熄火边界随着来流速度的加快缓慢增大;槽宽为20 mm的组合稳定器的点、熄火边界随着来流速度加快呈现先增大后减小的趋势;15°V形槽后掠角组合稳定器的点熄火边界要略高于0°V形槽的。 展开更多
关键词 V形槽-凹腔组合火焰稳定器 点火传焰过程 熄火过程 点、熄火边界 加力燃烧室 空气涡轮火箭发动机
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热流环境下薄壁壳结构声激振响应特征计算
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作者 李文为 沙云东 +1 位作者 唐晓宁 杨延泽 《航空发动机》 北大核心 2025年第3期53-61,共9页
针对航空发动机加力燃烧室中钝体径向火焰稳定器典型薄壁壳结构的声激振响应问题,基于耦合边界元/有限元法建立热流环境下声激振响应求解模型,研究了来流温度、声压级、来流马赫数对径向火焰稳定器典型薄壁壳结构声激振响应的影响。结... 针对航空发动机加力燃烧室中钝体径向火焰稳定器典型薄壁壳结构的声激振响应问题,基于耦合边界元/有限元法建立热流环境下声激振响应求解模型,研究了来流温度、声压级、来流马赫数对径向火焰稳定器典型薄壁壳结构声激振响应的影响。结果表明:径向火焰稳定器典型薄壁壳结构的总应力呈对称分布,在内面中线-0.43位置处最大;随着来流温度的升高,总应力呈减小趋势,应力集中区域范围缩小,但声压级对应力集中区域范围影响较小,当声压级在148~160 dB范围内时,声压级每提高3dB,总应力和Von Mises Stress峰值应力均增大约1.41倍;当来流马赫数从0.3提高到0.5时,Von Mises Stress峰值应力变化较小,仅增大约0.10%。研究结论可为径向火焰稳定器典型薄壁壳结构热流声激振响应分析提供理论依据。 展开更多
关键词 加力燃烧室 火焰稳定器 薄壁壳结构 热声载荷 振动应力 航空发动机
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冰撞击跨声速风扇转子叶片损伤对气动性能的影响
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作者 邢怀程 徐强仁 +3 位作者 王立志 李广超 项效镕 赵庆军 《航空发动机》 北大核心 2025年第5期84-91,共8页
为揭示跨声速风扇转子受脱落冰撞击后叶片真实损伤对气动性能的影响规律,对受损叶片逆向建模,开展叶片前缘不同弯曲方向和形变程度对其气动性能的影响研究。结果表明:前缘向吸力面弯曲叶片case1和case2失速裕度相对减小62%和29%,前缘向... 为揭示跨声速风扇转子受脱落冰撞击后叶片真实损伤对气动性能的影响规律,对受损叶片逆向建模,开展叶片前缘不同弯曲方向和形变程度对其气动性能的影响研究。结果表明:前缘向吸力面弯曲叶片case1和case2失速裕度相对减小62%和29%,前缘向压力面弯曲叶片case4和case5失速裕度相对减小11.9%和19.5%;叶片前缘向压力面弯曲导致通道通流能力降低,流量减小,吸力面曲率增大,加剧了边界层分离。叶片前缘向吸力面弯曲使通道通流能力提高,流量增大,损伤处弦向截面呈S型,预压缩作用提高了总压比,吸力面无遮盖段呈凹面抑制了边界层分离;在近失速点,叶片case1和case2攻角增大,通道外高速区使气流速度剧烈变化诱发叶片失速。叶片case4和case5吸力面曲率增大,边界层严重分离诱发叶片失速。前缘向吸力面弯曲使叶片损伤处弦向截面呈S型,有利于抑制边界层分离,对气动性能影响较小,但叶片失速裕度明显降低,威胁飞行安全;前缘向压力面弯曲使叶片气动性能明显降低,但对失速裕度影响较小。 展开更多
关键词 跨声速 风扇转子叶片 冰撞击 真实损伤 气动性能 失速裕度 航空发动机
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