摘要：针对燃烧室高速气流中低压组织燃烧需求,本文分析驻涡稳定器-径向稳定器组合结构的燃烧性能,对驻涡燃烧室传焰和稳焰结构的优化设计提供支撑。研究采用实验和数值模拟相结合的方法,在0.06~0.08MPa的负压条件下,获得了组合稳定器结构的燃烧效率、出口温度分布和热态流场。结果表明,径向稳定器的存在使得燃烧室出口产生了明显的温度不均匀现象;降低燃烧室总压将导致燃烧效率明显恶化,总压每下降0.01MPa,对应的燃烧效率将下降约5%。燃烧区的位置与流场息息相关,在热态燃烧过程中,高温区集中在凹腔侧边和径向稳定器外侧,燃烧室中央部分存在来源于凹腔值班级、并沿径向稳定器传播的火焰。余气系数的提升将增加主流供油的穿透深度,导致燃烧区进一步集中在燃烧室两侧,出口温度不均匀程度将由此上升,当余气系数下降到2以下时,燃烧室两侧燃油的富集将导致燃烧效率下降。

摘要：通过集总参数分析,发现确定了反方法的定解条件——总切向力与出口气流角的关系。进而表明在多数情况下,反方法有两个物理解存在,而最终收敛到哪个解由渗透边界条件与定解条件的相容性决定。为了保证基于渗透边界条件的反方法收敛到期望解,文中基于质量流量强加的概念提出了一种处理措施,并通过例子验证了该措施的有效性。最后利用所发展的准三维反方法对跨声速压气机叶栅进行改型设计,效率增加了1.4%,展现了反方法在控制轴向载荷分布方面的优越性。

摘要：详细介绍了三维反方法的数值求解过程。叶轮机械复杂的流场给三维反方法的数值应用和鲁棒性提出了严峻的考验,在三维渗透边界条件和中弧面生成方程的求解过程中需要进行特殊处理。为了能够考虑叶片表面的小分离,同时引入间隙的影响,并保证生成叶片的可加工性,采用非均匀有理B样条(NURBS)曲线对中弧面径向线进行参数化,并在最小二乘意义上满足流动与叶片表面相切条件。为了降低叶片前后缘小圆和端壁附面层对计算带来的不利影响,在该区域采用混合边界条件。同时文中还研究了混合边界条件中的外插问题,并发展了一种载荷参数化方法。最后利用三维反方法设计工具对NASA Rotor67转子进行改型,通过控制激波强度和轴向加载方式,对于改型工作点,在流量和压比没有降低的情况下,效率约提升了1%。

摘要：分析了轴对称子午流面上力的平衡关系及其流线曲率、气体绕压气机轴线旋转产生的惯性离心力和叶片力三个影响因素,并研究了流动分离的机理和如何对流动分离进行抑制的思路,在此基础上提出了叶片气动正交的准则。采用气动正交准则对某风扇的第一排静子叶片进行了改型设计,获得了气动正交后的新叶片,并对其进行了全三维粘性流场计算,计算结果表明采用气动正交叶片的流场结构明显好于原型叶片。从全三维特性计算结果看,采用气动正交的叶片其喘振裕度也要明显好于原型叶片。

摘要：基于轴对称的S2流面理论,发展了一套流线曲率通流计算方法.为了提高计算的收敛性、稳定性和计算精度,对求解过程中的流线曲率计算、松弛因子的选取等方面进行了改进;提出了一种简单易行的叶片力的处理方法,使得该方法可以计算叶片排以内的区域;为了计算风扇和轴流、离心以及组合压气机构成的双涵道压缩系统,发展了一种计算速度快、稳定性好的双涵道计算方法.最后将改进的通流计算方法用于一双涵道压缩系统的反设计,验证了其可行性.

摘要：提出了一种涡喷、涡扇发动机加速控制规律快速设计的新方法:在发动机稳态特性计算模型的基础上,通过额外增加转子提取功率,使得发动机稳态工作点(线)靠近喘振边界,在同时考虑燃烧室富油熄火边界、涡轮进口总温限制以及压气机喘振裕度限制的条件下,利用适当的控制规律描述形式并结合发动机工程研制中的经验,能够快速而准确地获得涡喷、涡扇发动机加速控制规律。对某型涡喷发动机加速控制规律的改进的计算结果表明,提出的加速控制规律的设计方法准确而有效。

摘要：为研究涡轮冲压组合发动机(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)在超声速客机上的配装可行性,以Ma4超声速客机典型飞行任务需求为牵引,采用飞/发一体化约束分析与任务分析方法,建立了Ma4客机/TBCC发动机的一体化设计模型,确定了满足宽范围机动性需求的起飞推重比和满足航程需求的飞机起飞重量,对比分析了起飞推重比、模态转换马赫数、爬升轨迹等因素对飞机任务特性的影响。研究结果表明,TBCC发动机可满足Ma4客机配装需求,满足Ma4客机典型任务剖面机动性需求的起飞推重比应在0.6以上,满足60人商载与4000km航程任务需求的飞机起飞总重在50t^60t量级。

摘要：为了缩短脉冲爆震发动机燃料/空气混气的充填时间,设计加工了旋转筒控制间歇进气的多爆震室PDE原型机,并开展了试验研究。试验结果表明,原型机在总频率60Hz条件下可以稳定间歇工作,并且产生了450N的正向推力。

摘要：利用飞机/涡扇发动机一体化设计的思路,建立了飞航导弹/涡扇发动机一体化设计的优化设计模型并给出了算例和分析。根据飞航导弹的要求对涡扇发动机进行了循环参数优化选择并预测了未来涡扇发动机的发展趋势。在考虑导弹空重、有效载荷和气动特性的情况下,预测了未来先进飞航导弹的性能。建立的飞航导弹/涡扇发动机一体化优化设计模型还能够用于已有飞航导弹的任务剖面的优化设计,具有很好的工程实用价值。

摘要：为了简单、快速和准确地设计双轴涡扇发动机加、减速控制规律,提出了一种加、减速控制规律设计的新方法——功率提取法:在发动机稳态特性计算模型的基础上,分别从高、低压转子提取额外功率,使得高压压气机工作点(线)沿等换算转速线移动,并保证低压转子转速满足预定的要求,在同时考虑风扇和压气机喘振裕度限制、涡轮进口总温限制以及燃烧室熄火边界的条件下,利用适当的描述形式,可以快速而准确地获得最优双轴涡扇发动机加、减速控制规律.对某型涡扇发动机加速控制规律的改进设计结果表明,提出的加、减速控制规律的设计方法具有直观、快速、准确而有效的优点.