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高超声速强预冷航空发动机技术研究进展 被引量：25
1
作者 邹正平 王一帆 +3 位作者 额日其太 张荣春 赵睿 陈懋章 《航空发动机》 北大核心 2021年第4期8-21,共14页
高超声速强预冷航空发动机技术是1项具有巨大潜在技术优势的革命性动力技术,已成为高超声速动力的研究热点。调研了国外具有代表性的强预冷发动机技术发展脉络及现状,并对不同发动机方案的典型技术特征进行了分析与总结, 详细介绍了中... 高超声速强预冷航空发动机技术是1项具有巨大潜在技术优势的革命性动力技术,已成为高超声速动力的研究热点。调研了国外具有代表性的强预冷发动机技术发展脉络及现状,并对不同发动机方案的典型技术特征进行了分析与总结, 详细介绍了中国在强预冷航空发动机热力循环设计分析、紧凑强预冷器设计制造和试验、超临界氦叶轮机设计、宽域进排气系统优化设计及高效燃烧等技术方面的最新研究进展。国内外已有研究表明:高超声速强预冷航空发动机原理先进、综合性能优异,多项核心技术已取得重大突破,无"卡脖子"难题, 中国可进一步开展强预冷航空发动机核心系统和整机集成验证,提升强预冷航空发动机技术成熟度,为水平起降重复使用高超声速飞行器研制提供有力支撑。 展开更多
关键词 高超声速 强预冷航空发动机 紧凑强预冷器 精细化设计 超临界闭式循环
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航空发动机极端条件下液雾自燃特性研究进展 被引量：2
2
作者 高伟 张弛 +1 位作者 贺春龙 林宇震 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期29-40,共12页
贫油预混预蒸发(LPP)燃烧是目前最先进的民用航空发动机低排放燃烧技术,但在预混过程中面临的自燃与回火等风险,已成为制约其发展的瓶颈问题。在航空发动机燃烧室的高温(最高1000K)、高压(最高6MPa)来流极端条件下,预混预蒸发段内自燃... 贫油预混预蒸发(LPP)燃烧是目前最先进的民用航空发动机低排放燃烧技术,但在预混过程中面临的自燃与回火等风险,已成为制约其发展的瓶颈问题。在航空发动机燃烧室的高温(最高1000K)、高压(最高6MPa)来流极端条件下,预混预蒸发段内自燃属于受限空间内的液雾自燃,本文对与液雾自燃相关的实验研究进行回顾和分析。首先,描述民用航空发动机LPP燃烧室内的液雾自燃过程,分析液雾自燃的影响因素和特点,指出液雾自燃的重点研究方向;其次,对与液雾自燃密切相关的化学自燃研究进行简要综述,总结各物理参数对化学自燃的影响规律;最后,重点分析液雾自燃的实验研究现状,展示航空发动机极端条件下的液雾自燃随机性研究进展,探讨液雾自燃研究面临的问题和后续发展趋势。 展开更多
关键词 航空发动机 低排放燃烧室 贫油预混预蒸发燃烧 液雾自燃
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变循环发动机前可调面积涵道引射器的通流计算方法 被引量：10
3
作者 刘宝杰 贾少锋 于贤君 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第8期1689-1698,共10页
为了实现变循环涡扇发动机压缩系统的快速一体化气动设计,研究了变循环特征部件在一体化通流计算中的实现途径,针对其中的关键部件前可调面积涵道引射器(前VABI),结合其工作机理和流线曲率法通流计算方法的特点,提出了一种通流模拟的思... 为了实现变循环涡扇发动机压缩系统的快速一体化气动设计,研究了变循环特征部件在一体化通流计算中的实现途径,针对其中的关键部件前可调面积涵道引射器(前VABI),结合其工作机理和流线曲率法通流计算方法的特点,提出了一种通流模拟的思路,发展了不同应用条件下的计算方法,并基于汇流环管流动模型对计算方法的合理性和准确性进行了校验。计算结果显示,在不发生流动堵塞的情况下,前VABI的轴向调节和俯仰调节方式对变循环压缩系统中第一、二外涵道匹配工作特性的影响较小,匹配流量的最大误差小于0.2%,在计算中采用俯仰调节可以准确地模拟轴向调节时的真实特性。在通流计算中,当第一外涵道气流总压高于第二外涵道较多(核心机驱动风扇级增压比大)时,前VABI尾缘的通流计算站应该合理设置,以避免计算模型对流通能力的附加限制。前VABI的通流计算方法对第一、二外涵道流量匹配特性的计算误差小于1%(与CFD结果相比),能够满足变循环压缩系统初始方案设计的需求。 展开更多
关键词 前VABI 通流计算 流线曲率法 变循环 一体化设计
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基于模型的废气涡轮增压与发动机匹配 被引量：4
4
作者 鲍梦瑶 丁水汀 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期847-852,共6页
根据发动机工作过程模拟计算原理,采用GT-POWER软件对一级增压活塞式航空发动机建立涡轮增压器与发动机的仿真模型,并通过发动机实验数据验证了模型的准确性。按照高空环境条件对发动机提出的功率恢复的特殊要求,研究不同海拔高度下发... 根据发动机工作过程模拟计算原理,采用GT-POWER软件对一级增压活塞式航空发动机建立涡轮增压器与发动机的仿真模型,并通过发动机实验数据验证了模型的准确性。按照高空环境条件对发动机提出的功率恢复的特殊要求,研究不同海拔高度下发动机与增压器的匹配规律,给出废气阀对增压系统的调节规律。分析结果表明,该仿真模型具有可信性且涡轮增压器的选型满足安全设计及匹配要求。 展开更多
关键词 发动机 涡轮增压 模型 匹配 仿真
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毫米级微型涡轮发动机性能仿真模型 被引量：2
5
作者 刘传凯 李艳茹 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第7期1430-1437,共8页
为满足毫米级微型涡轮发动机性能设计需求,提出了一种毫米级微型涡轮发动机性能仿真模型。该模型采用考虑低雷诺数效应和传热效应的微型涡轮发动机叶轮特性,并将热平衡方程纳入该发动机性能仿真模型的共同工作方程组。通过与静子结构热... 为满足毫米级微型涡轮发动机性能设计需求,提出了一种毫米级微型涡轮发动机性能仿真模型。该模型采用考虑低雷诺数效应和传热效应的微型涡轮发动机叶轮特性,并将热平衡方程纳入该发动机性能仿真模型的共同工作方程组。通过与静子结构热网络方程组的耦合求解,实现了微型涡轮发动机特性和部件传热的动态模拟。以典型毫米级微型涡轮发动机为对象建立了仿真算例,研究了启动过程中发动机内部参数的变化规律。结果表明:毫米级微型涡轮发动机转动惯量对其加速性能影响微小,非稳态传热效应是影响其过渡态特性的主要因素。发动机转子和静子部件达到热响应时间存在显著差异,导致发动机启动过程的工作线呈现多拐点的现象。 展开更多
关键词 微型发动机 热网络法 性能模型 零维仿真 过渡过程
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涡轮冲压组合发动机燃油系统温升仿真研究 被引量：5
6
作者 刘友宏 李甲珊 +2 位作者 唐世建 陆德雨 董海滨 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第5期984-991,共8页
为了实现涡轮冲压组合发动机(简称组合发动机)燃油系统温升仿真计算,基于Flowmaster软件平台首次建立了组合发动机燃油系统温升仿真计算模型,为提高精度,根据试验数据自定义了航空煤油随温度压力变化的物性模块代替软件内置物性模块,基... 为了实现涡轮冲压组合发动机(简称组合发动机)燃油系统温升仿真计算,基于Flowmaster软件平台首次建立了组合发动机燃油系统温升仿真计算模型,为提高精度,根据试验数据自定义了航空煤油随温度压力变化的物性模块代替软件内置物性模块,基于此进行仿真计算得到不同工作模态下燃油系统温升情况。计算结果表明:涡轮模态工况下自定义物性模块计算得到的主要节点温升与软件内置物性模块相比总体偏低,且压力变化越大计算结果偏差越大;模态转换期间各子燃油系统流量迅速变化对燃油温度影响十分显著;冲压模态工况下燃油流量为2.68倍主燃烧室燃油流量时,可承受的最大发动机热负荷为400kW,最大飞行马赫数为5。实现了对发动机燃烧室入口燃油温度的预测和评估。 展开更多
关键词 涡轮冲压发动机 模拟 燃油系统 温升 热管理
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一种小型发动机燃烧室冷却方式对出口温度场的影响 被引量：2
7
作者 代威 夏东坤 +2 位作者 张雯 蔡昱 张弛 《兵器装备工程学报》 CAS 北大核心 2018年第5期21-25,共5页
为了研究一种小型发动机回流燃烧室弯曲段外壁的冷却方式特性以及不同冷却方式对燃烧室出口温度分布的影响,通过在模拟设计点工况下的温度分布试验对比分析大弯管壁气膜冷却及冲击/发散冷却对出口温度场的影响趋势。试验结果表明:采用... 为了研究一种小型发动机回流燃烧室弯曲段外壁的冷却方式特性以及不同冷却方式对燃烧室出口温度分布的影响,通过在模拟设计点工况下的温度分布试验对比分析大弯管壁气膜冷却及冲击/发散冷却对出口温度场的影响趋势。试验结果表明:采用气膜冷却和冲击/发散冷却方式大弯管壁的燃烧室出口温度场均呈现出三个明显的展向偏移热区,符合燃烧室出口温度的一般规律。采用冲击/发散冷却的方案具有较低的热点,其温度热区沿径向和展向更加均匀,温度梯度小,贴近壁面的温度与热区中心之间过渡平缓,热区中心温度比气膜冷却低,出口气流在径向和展向均有更加优异的扩散性。 展开更多
关键词 回流燃烧室 气膜冷却 冲击发散冷却 出口温度分布
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超燃冲压发动机冷却通道与燃烧室耦合传热数值研究 被引量：7
8
作者 戎毅 朱剑琴 +1 位作者 戴武昊 邱璐 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第4期168-177,共10页
为深入分析再生冷却通道与燃烧室的耦合传热过程以及探究多因素作用下的主动冷却耦合传热特性,采用航空煤油单组分替代模型,对超声速燃烧与流动裂解耦合换热过程进行数值模拟研究。探究了裂解反应、冷却流量、当量比对耦合传热的影响。... 为深入分析再生冷却通道与燃烧室的耦合传热过程以及探究多因素作用下的主动冷却耦合传热特性,采用航空煤油单组分替代模型,对超声速燃烧与流动裂解耦合换热过程进行数值模拟研究。探究了裂解反应、冷却流量、当量比对耦合传热的影响。结果表明:燃料的喷注与燃烧产生的扰动会破坏波系并向隔离段传递,燃烧强度随着燃烧的当量比增加变得更加剧烈;相同条件下,裂解产生的换热量在冷却流量较小时不可忽略,而冷却流量增加会使裂解程度减弱,当冷却流量为4g/s时正癸烷基本全部裂解,而增加至8g/s时裂解率不到10%;当量比对冷却通道与燃烧室的耦合传热的影响有限,当量比由0.67增加至0.84时,冷却通道出口温度升高约5K,燃烧室内壁温只增加了30K。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 再生冷却 燃烧室 耦合换热 数值研究
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舰船柴油多喷嘴燃烧室排放优化实验研究
9
作者 周士超 林宇震 +2 位作者 许全宏 王柏森 程旭 《推进技术》 北大核心 2025年第7期181-190,共10页
根据舰船燃气轮机燃烧室的典型工况参数设计了一种蒸发管式多喷嘴燃油分级低排放燃烧室,并对部分喷嘴工作的小工况(35%最大功率工况)开展了供油主燃级喷嘴数量、值班级燃油比例、油气比、掺混孔排布对排放及燃烧效率的优化实验研究。试... 根据舰船燃气轮机燃烧室的典型工况参数设计了一种蒸发管式多喷嘴燃油分级低排放燃烧室,并对部分喷嘴工作的小工况(35%最大功率工况)开展了供油主燃级喷嘴数量、值班级燃油比例、油气比、掺混孔排布对排放及燃烧效率的优化实验研究。试验结果表明:当油气比不变时,采用三个主燃级喷嘴供油,燃烧效率最高,CO排放浓度最低。但是随着油气比继续增大,不同分级方式的CO排放浓度均稳定在170×10^(-6)@15%O_(2)附近,说明通过调节燃油分级和增大油气比的方式优化CO排放浓度和燃烧效率的潜力有限。此外,采用三个主燃级喷嘴供油且油气比不变的条件下,值班级燃油比例低于0.08时,掺混孔方案进一步有效降低燃烧室的CO排放浓度,提高燃烧效率,并减少NOx排放浓度。采用3M分级方式结合9L150掺混孔方案,通过增大油气比可以使燃烧室在小工况下的CO排放浓度降低至79×10^(-6)@15%O_(2),燃烧效率达到99.918%,NOx排放浓度达到190×10^(-6)@15%O_(2)。 展开更多
关键词 燃气轮机 多喷嘴燃烧室 燃油分级 污染物排放 蒸发管 燃烧效率
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涡桨发动机动力涡轮设计研究
10
作者 陈一鸣 杨晓梅 +1 位作者 梁赟 刘火星 《航空发动机》 2015年第3期55-60,共6页
针对采用常规涡轮设计方法设计多恒定转速涡轮时,存在的难以兼顾不同状态点性能以及设计周期较长等问题,运用动力涡轮多设计点耦合设计方法进行研究。为了验证该方法是否有效,建立了涡轮模型并进行了3维数值模拟,在设计初始时确定了各... 针对采用常规涡轮设计方法设计多恒定转速涡轮时,存在的难以兼顾不同状态点性能以及设计周期较长等问题,运用动力涡轮多设计点耦合设计方法进行研究。为了验证该方法是否有效,建立了涡轮模型并进行了3维数值模拟,在设计初始时确定了各设计点的性能。结果表明:该方法可以初步计算不同状态点下的速度三角形;在叶片造型时可以根据不同状态下的速度三角形进行优化选取进口几何构造角,使涡轮在不同状态下来流条件较好;多设计点耦合设计得到的涡轮在保证各状态下出口绝对气流角偏离轴向不大的同时各状态之间的效率均较高。 展开更多
关键词 动力涡轮 多设计点耦合设计 3维数值模拟 涡桨发动机 速度三角形
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非对称波瓣下外扩张角对S型喷管气动热力性能影响 被引量：4
11
作者 刘友宏 杜力伟 +3 位作者 李腾 邵万仁 徐速 邓洪伟 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第5期678-687,共10页
为了研究非对称波瓣下外扩张角对S型喷管气动热力性能的影响规律,以含非对称波瓣的S型喷管为研究对象,保持非对称波瓣长度、内扩张角、高宽比及上外扩张角不变,取定非对称波瓣下外扩张角依次为17.75°,22.75°,27.75°,32.7... 为了研究非对称波瓣下外扩张角对S型喷管气动热力性能的影响规律,以含非对称波瓣的S型喷管为研究对象,保持非对称波瓣长度、内扩张角、高宽比及上外扩张角不变,取定非对称波瓣下外扩张角依次为17.75°,22.75°,27.75°,32.75°,建立了一组具有不同下外扩张角的非对称波瓣S型喷管模型。通过数值求解Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程,得到了S型喷管气动热力性能随非对称波瓣下外扩张角的变化规律。研究结果表明:第一个弯道上游流场中,流向涡具有较强的混合能力,其核心区无量纲涡量值随非对称波瓣下外扩张角增大而逐渐增大;然而,在第一个弯道下游流场中,所有模型对应的流向涡核心区无量纲涡量值均已非常微弱。在S型喷管弯道区域,流道流向、截面形状发生巨大改变,使得内外涵流体混合效果显著提高,但混合流体的总压恢复系数却急剧下降。混合流体热混合效率值受下外扩张角影响不明显,但S型喷管下半部分内壁面温度随下外扩张角增大而逐渐上升。在S型喷管出口,下外扩张角为17.75°模型的总压恢复系数为0.9464,高于其他3种模型,并且相对于该截面上总压恢复系数最低值增加了0.55%。 展开更多
关键词 非对称波瓣 S型喷管 下外扩张角 流向涡 热混合效率 总压恢复系数
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吊挂系统对波瓣混合排气系统气动热力性能影响 被引量：2
12
作者 谢翌 刘友宏 钟晨 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第1期15-24,共10页
为了明确短舱中吊挂系统的堵塞效应对波瓣混合排气系统气动热力性能的影响,采用数值模拟的方法对包含吊挂的混合排气系统进行了定量研究。研究结果表明,受吊挂系统的影响,在波瓣混合排气系统混合段内,存在着一大尺度的回流区,其作用范... 为了明确短舱中吊挂系统的堵塞效应对波瓣混合排气系统气动热力性能的影响,采用数值模拟的方法对包含吊挂的混合排气系统进行了定量研究。研究结果表明,受吊挂系统的影响,在波瓣混合排气系统混合段内,存在着一大尺度的回流区,其作用范围随吊挂长度的增加而增加。在性能参数方面,与未考虑吊挂系统时相比,考虑吊挂之后,虽然混合排气系统出口处热混合效率以及推力系数下降很小,最大降幅仅分别为0.017和0.01,但总压恢复系数却显著下降,最大降幅达到了0.03。此外,随着吊挂系统长度的变化,排气系统出口处的热混合效率、总压恢复系数以及推力系数变化幅度小于0.01,变化很小。 展开更多
关键词 波瓣混合排气系统 吊挂系统 热混合效率 总压恢复系数 推力系数
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斜坡限制域对脱体火焰宏观形状和燃烧振荡影响实验研究
13
作者 宋恒 韩啸 +1 位作者 张弛 林宇震 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第5期107-116,共10页
燃烧振荡是贫油预混火焰中广泛存在的非定常过程,是燃烧室设计中必须避免的。其中,脱体火焰对降低氮氧化物排放有优势,但其燃烧振荡往往更加严重。本文在中心分级燃烧器中,通过实验方法研究了斜坡限制域对脱体火焰燃烧振荡的被动控制效... 燃烧振荡是贫油预混火焰中广泛存在的非定常过程,是燃烧室设计中必须避免的。其中,脱体火焰对降低氮氧化物排放有优势,但其燃烧振荡往往更加严重。本文在中心分级燃烧器中,通过实验方法研究了斜坡限制域对脱体火焰燃烧振荡的被动控制效果。本文通过单反相机和高速摄像获取了火焰平均结构和瞬态图像,并通过相平均图像和本征正交分解研究了火焰动态演变过程。结果表明,当台阶高度为0 mm时,不同斜坡张角的斜坡限制域均能对燃烧振荡起到非常显著的抑制效果。而在30°斜坡张角的斜坡限制域中,随着台阶高度的增加,抑制效果变差,但振幅相较突扩限制域发生了明显的降低。 展开更多
关键词 燃烧室 脱体火焰 燃烧振荡 被动控制 斜坡限制域
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纯氢预混阵列微管燃烧器振荡被动控制研究 被引量：1
14
作者 李炳涛 昌运鑫 +7 位作者 谢法 杨梓涛 韩啸 高安雯 杨一然 张泽群 刘婉燚 林宇震 《推进技术》 北大核心 2025年第6期137-147,共11页
使用氢燃料是燃气轮机实现低碳甚至零碳排放的关键技术路线,微混合燃烧技术被认为是防止氢燃气轮机回火和降低NOx排放量最现实可行的方法。纯氢预混管阵列模型燃烧器AC01可实现低排放稳定的燃烧,但在部分工况存在较为严重的燃烧振荡,本... 使用氢燃料是燃气轮机实现低碳甚至零碳排放的关键技术路线,微混合燃烧技术被认为是防止氢燃气轮机回火和降低NOx排放量最现实可行的方法。纯氢预混管阵列模型燃烧器AC01可实现低排放稳定的燃烧,但在部分工况存在较为严重的燃烧振荡,本文针对上述问题开展实验研究。通过调节微管长度、调整长微管数目比例、调整长微管阵列方式等被动控制方法研究纯氢预混管阵列模型燃烧器振荡特性,结果发现采用多孔金属筒作为火焰筒时,基准方案在当量比(φ) 0.55后开始振荡,将25%或50%数量(4根或8根)的微管增长6 mm时,能够实现0.3%压降(微管入口相对于出口大气压的压降,定义为微管入口压力与大气压力之差/大气压力×100%)下φ=0.3~0.8完全抑制振荡,不同排列方式之间振荡特性差别不大。使用无孔金属筒为火焰筒时,燃烧振荡更为剧烈,振幅可达200 Pa以上,频率在1 000 Hz左右。研究表明:微管伸长12 mm,振荡基本被抑制,微管伸长量需要针对振荡频率进行选取。 展开更多
关键词 燃气轮机 阵列微管 纯氢预混 微预混燃烧 振荡特性 被动控制
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基于PLIF技术的航空煤油横向射流穿透深度研究 被引量：10
15
作者 王延胜 林宇震 +2 位作者 李林 薛鑫 高晓会 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第9期1395-1402,共8页
为了研究动量比、韦伯数对射流穿透深度的影响，利用激光诱导荧光（PLIF）技术对航空煤油的穿透特性进行了试验。液态航空煤油通过直径为0.5mm的直射式喷嘴喷射入横向气流，Nd：YAG激光器产生266nm激光用于激发煤油诱导荧光。试验空气... 为了研究动量比、韦伯数对射流穿透深度的影响，利用激光诱导荧光（PLIF）技术对航空煤油的穿透特性进行了试验。液态航空煤油通过直径为0.5mm的直射式喷嘴喷射入横向气流，Nd：YAG激光器产生266nm激光用于激发煤油诱导荧光。试验空气压力范围为0.3～0.6MPa，温度358K，动量比范围为10～40，韦伯数范围为170～340。试验结果表明：不同压力下，穿透深度随动量比增加而增加；在本文的工况范围下，韦伯数对射流穿透深度无显著影响。通过对试验数据的分析处理，获得了射流穿透深度关于动量比、韦伯数和轴向距离的经验关系式。 展开更多
关键词 穿透深度 横向射流 激光诱导荧光 航空煤油 直射式喷嘴
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以柴油为燃料的燃烧室燃烧效率实验及分析 被引量：6
16
作者 代威 林宇震 +2 位作者 许全宏 张弛 龚静 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第1期65-70,共6页
地面动力常常需要改进利用航空燃气轮机技术,为了研究燃气轮机燃烧室在低工况下使用柴油燃料的燃烧效率问题,采用燃气分析试验方法,对燃气轮机燃烧室在不同进口总温、空气流量和油气比等工况下的燃烧效率进行了研究。结果表明:油气比较... 地面动力常常需要改进利用航空燃气轮机技术,为了研究燃气轮机燃烧室在低工况下使用柴油燃料的燃烧效率问题,采用燃气分析试验方法,对燃气轮机燃烧室在不同进口总温、空气流量和油气比等工况下的燃烧效率进行了研究。结果表明:油气比较低时,燃烧区温度低,燃烧不完全导致燃烧效率急剧下降,随着燃烧室油气比的增加,燃烧效率逐渐接近100%;进口空气流量以及进口总温的增加会提高空气雾化喷嘴的雾化能力以及燃烧温度,燃烧更加充分完全,燃烧效率由96%左右提高至99%以上;总结归纳得到了适用于柴油燃料的燃烧效率预估经验关系式。 展开更多
关键词 燃气轮机 燃烧室 柴油 燃烧效率
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中低转速下静子可调对变循环分离风扇流通能力的影响研究
17
作者 安广丰 周瑞 +1 位作者 于贤君 刘宝杰 《推进技术》 北大核心 2025年第1期60-74,共15页
可调静子是变循环分离风扇在中低转速下实现更大流通能力的关键手段。本文针对“2+1”和“1+2”两种构型变循环分离风扇的极限流通能力随进口导叶(IGV)和静子调节的变化规律展开了数值模拟研究。研究结果表明,涵道比和可调静子组合调节... 可调静子是变循环分离风扇在中低转速下实现更大流通能力的关键手段。本文针对“2+1”和“1+2”两种构型变循环分离风扇的极限流通能力随进口导叶(IGV)和静子调节的变化规律展开了数值模拟研究。研究结果表明,涵道比和可调静子组合调节情况下,“1+2”变循环分离风扇的极限流通能力更强;而涵道比固定为0.3时,“2+1”变循环分离风扇的极限流通能力更强。进一步的分析表明,IGV的调节角度决定了第一级风扇流量-压比特性线位置,从而决定了风扇的理论极限流通能力;而所有可调静子叶片的调节角度决定了第一级风扇与后面级风扇的匹配状态,从而决定了第一级风扇在自身特性线上匹配的最大流量状态,进而决定了风扇的实际极限流通能力。涵道比和可调静子组合调节情况下,“1+2”变循环分离风扇可用的IGV调节角度更大,因此其极限流通能力更强;涵道比固定情况下变循环分离风扇的极限流通能力与初始状态下各级的匹配有关,对于本文研究的两种构型变循环分离风扇,涵道比为0.3时“2+1”变循环分离风扇各级匹配状态有利于获得更大的可用IGV调节角度,因此其极限流通能力更强。 展开更多
关键词 变循环发动机 变循环分离风扇 可调静子 极限流通能力 级匹配分析
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基于斜坡限制域对掺氢旋流火焰燃烧振荡的被动控制
18
作者 刘玉治 王建臣 +3 位作者 宋恒 昌运鑫 许全宏 韩啸 《推进技术》 北大核心 2025年第6期125-136,共12页
氢气作为燃料具有巨大的降低碳排放潜力,相对甲烷而言,其燃烧振荡现象更为严重。为深入探究掺氢旋流火焰的动态演变过程,本研究利用单反相机和高速摄像机分别获取了火焰的平均图像和瞬态图像,采用本征正交分解、瑞利指数分布以及均方根... 氢气作为燃料具有巨大的降低碳排放潜力,相对甲烷而言,其燃烧振荡现象更为严重。为深入探究掺氢旋流火焰的动态演变过程,本研究利用单反相机和高速摄像机分别获取了火焰的平均图像和瞬态图像,采用本征正交分解、瑞利指数分布以及均方根分布等方法进行火焰动态特性分析。实验采用分层旋流燃烧器,在常温常压条件下,改变氢气体积比例和主燃级空气流量。实验结果显示,火焰轴向脉动是掺氢甲烷火焰燃烧振荡的主要原因,与常规的突扩限制域相比,斜坡限制域对燃烧振荡有显著的抑制效果且压力脉动最大降幅达95%。 展开更多
关键词 分层旋流燃烧器 掺氢燃烧 燃烧振荡 突扩限制域 斜坡限制域
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主燃级参数对中心分级燃烧室 NO_(x)排放的影响规律研究
19
作者 王季成 林宇震 +3 位作者 韩猛 王瑜琢 韩啸 王建臣 《燃烧科学与技术》 北大核心 2025年第1期1-7,共7页
针对中心分级燃烧室,通过高温高压实验研究了主燃级旋流数、出口轴向速度、套筒张角等主燃级结构参数和压力、温度、油气比、分级比等气动参数对NO_(x)排放的影响规律.结果表明,主燃级旋流数0.7头部方案的NO_(x)排放最少;随着主燃级出... 针对中心分级燃烧室,通过高温高压实验研究了主燃级旋流数、出口轴向速度、套筒张角等主燃级结构参数和压力、温度、油气比、分级比等气动参数对NO_(x)排放的影响规律.结果表明,主燃级旋流数0.7头部方案的NO_(x)排放最少;随着主燃级出口轴向速度的增大,NO_(x)的排放减少;在20°~30°范围内,随着主燃级套筒张角变大,NO_(x)的排放增多.主、预燃级同时工作时,主燃级旋流数0.9头部方案的主燃级NO_(x)的排放最少,主燃级出口轴向速度70 m/s头部方案的NO_(x)排放最少;在20°~30°范围内,随着主燃级套筒张角变大,NO_(x)的排放减少. 展开更多
关键词 中心分级燃烧室 主燃级参数 高温高压实验 NO_(x)排放
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基于流固耦合方法的跨声速叶片气动和强度性能研究 被引量：8
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作者 汪松柏 李绍斌 宋西镇 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2016年第20期104-110,共7页
为研究流固耦合对跨声速压气机叶片气动和强度性能的影响,采用商用软件ANSYS-CFX/Multiphysics研究了跨声速叶片在气动力和离心力共同作用下的气动性能变化规律,通过单向和双向两种耦合方法对比分析了叶片的强度性能。结果表明:叶片在... 为研究流固耦合对跨声速压气机叶片气动和强度性能的影响,采用商用软件ANSYS-CFX/Multiphysics研究了跨声速叶片在气动力和离心力共同作用下的气动性能变化规律,通过单向和双向两种耦合方法对比分析了叶片的强度性能。结果表明:叶片在气动力和离心力共同作用下,叶尖前缘变形量最大,气动性能与冷态叶片相比有明显变化,叶尖激波位置前移,堵塞流量增大。双向流固耦合与单向耦合相比,叶片的总体变形量增大约1.1%,最大等效应力增大0.8%左右。研究结果表明工程设计应采用双向流固耦合方法进行叶片气动性能设计和强度校核,以提高压气机的安全性和可靠性。 展开更多
关键词 跨声速压气机 流固耦合 气动性能 强度性能
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