摘要：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。

摘要：氢燃料在航空发动机、空天推进系统和地面燃气轮机等领域的应用可以实现零碳排放,对于缓解全球气候变化和保护环境具有重要意义。但氢燃烧应用仍面临着许多技术挑战,若在传统燃烧室中燃烧氢气将面临回火和氮氧化物排放高的风险,需要探索新的氢燃烧技术和污染物控制措施,以满足氢能迫切发展的需要。微混燃烧技术通过成百上千个微通道结合氢气微喷射,使空气和氢气快速掺混,形成微小尺度火焰,缩短氮气在高温区的驻留时间到毫秒等级,可大幅度降低氮氧化物生成。本文回顾了氢燃料在燃气涡轮发动机中的应用发展历史,梳理了氢气特点、NO_(x)生成机理、微混燃烧原理、预混燃烧和扩散燃烧的掺混方式和头部结构特点,总结了国内外关于氢燃烧仿真和试验,以及热声不稳定问题的研究进展,讨论了微混燃烧室关键参数对气动热力过程和NO_(x)生成的影响,归纳了NO_(x)控制措施,为氢燃烧室工程设计提供理论和试验参考,并对氢燃烧技术未来的发展进行了展望。

摘要：氢气是实现航空发动机零碳排放最具有应用潜力的燃料之一,本文提出一种蜂巢钝体微混扩散燃烧结构,内置微型钝体扰流主流空气,以增强与氢气掺混。采用k-ω剪切应力输运(SST)湍流模型和火焰面生成流行方法(FGM)中的扩散火焰方法,数值仿真模拟了基准方案在无氢气喷注、冷态、热态工况下的流动燃烧特性,详细分析了微混单元气动热力过程。建立了基于响应面预测和遗传算法的蜂巢微混单元优化设计流程,以钝体角度和钝体出口高度为约束条件,NOx排放最低为优化目标,获得了NOx排放的影响规律和最优方案。研究结果表明:钝体三维尾迹涡耦合氢气射流涡可显著增强主流扰动和掺混,氢气射流涡受工况和结构参数影响较大,钝体出口高度是影响NOx生成的敏感性参数,在2030 kPa和818 K的进气条件下,最优方案在15%含氧量条件下NOx的体积浓度低于5×10^(-6)。

摘要：为研究超燃冲压发动机燃烧室与再生冷却通道的耦合传热特性,采用双向弱耦合迭代计算方法,研究燃烧室和冷却通道的特征参数对耦合传热特性的影响规律。结果表明:当量比的增加导致燃烧反应区域和壁面高温区域后移,当量比增大至0.75时,部分壁面高温区后移至超出燃烧段范围,在燃烧室的当量比设计时需考虑冷却通道范围的限制;喷射角度的增大会提高燃烧段壁面平均温度,喷射角度由30°增大到75°时,冷却通道出口裂解率由8%增长到11%;增大冷却剂的工作压力和流量能增强冷却剂的吸热能力,降低燃烧室内壁面温度,最大下降幅度约200 K。

摘要：为研究气态/超临界态RP-3航空煤油在喷嘴内部的流动特性,自主设计了模拟喷嘴内部收缩通道的透明试验件,通过阴影法对气态/超临界态RP-3在喷嘴内部的流动过程开展可视化研究,并采用一维流动分析方法对观测结果进行了分析。试验首次获得气态/超临界态RP-3航空煤油在喷嘴内部的流动结构可视化图像,图像透明区域的形状随着燃油在收缩通道中膨胀而引起的密度变化而改变。结果表明,喷射压力和喷射温度对燃油在喷嘴内部流动特性有显著影响,燃油密度在不同喷射压力和喷射温度工况下沿轴向及径向的变化趋势存在明显差异,因而在可视化图像上展现出不同大小或形状的透明区域。轴向上,燃油密度变化在喷口处最为剧烈,该变化趋势随着喷射温度的降低、喷射压力的升高而增大。径向上,受温度边界层的影响,燃油密度变化在喷嘴壁面处最为剧烈,该变化趋势随着喷射温度的降低而减小;近临界喷射温度下,亚临界喷射温度工况的透明区域沿轴向呈均匀状,超临界喷射温度工况的透明区域沿轴向呈收缩状。

摘要：针对一种螺线管线圈式MEMS(微机电系统)永磁电动机进行了热分析并给出了初步测温方案。介绍了此MEMS永磁电动机的总体设计方案,选用单晶硅衬底内二氧化硅绝缘的绕组达到散热性能优异的目的,利用ANSYS的稳态传热和静结构力学模块进行热固耦合模拟。在此基础上,通过数值模拟验证了电动机静子温度分布均匀,可将绕组和衬底视为无温度梯度。通过热固耦合模拟,得出不发生膨胀失配的最大工作温度为86℃和相应的最大发热损耗功率为2.83 W,据此预估电动机的额定工作性能,验证了本电动机的耐温能力和高功率密度潜力,最终设计的额定输出功率为0.362 W,计算的设计功率密度为0.117 W/g。

摘要：针对涡轮叶片高效冷却和安全可靠的发展要求,基于代理模型的优化方法,对冲击发散冷却典型结构参数气膜孔倾斜角、气膜平板高度、冲击距、气膜孔与冲击孔孔间距、孔径比对冷却结构综合冷却效率和最大热应力特性进行敏感性因素分析,并以最大化冷效、同时提高冷效并降低最大热应力两种优化方案进行优化。研究结果表明:高热应力区域出现在气膜孔附近,气膜孔倾斜角是影响综合冷效及最大热应力的主要影响因素。综合冷却效率和最大热应力两个优化目标存在竞争关系。通过多目标结构优化,冲击发散冷却结构综合冷效提高2.9%,最大热应力降低12.5%。

摘要：在保证燃烧室流场结构相似、流量分配相当的基础上,针对旋流杯燃烧室开展平直孔板耦合挡溅板和斜向导流孔板耦合导流护罩两种头部冷却结构的设计,通过高温高压扇形燃烧室试验和三维数值仿真对冷却性能进行评估和分析。结果表明:平直孔板耦合挡溅板冷却结构的壁温远高于斜向导流孔板耦合导流护罩冷却结构的壁温,其主要原因是斜向导流孔板耦合导流护罩冷却方式为带有一定角度的收敛双锥形冷却构型,可通过引导气流吹除燃烧室头部近壁面角涡区,防止燃气在靠近壁面处产生高温区,从而降低燃烧室头部壁温。斜向导流孔板耦合导流护罩冷却结构的壁温大幅度降低,且温度分布均匀,提高了头部的冷却性能,增强了燃烧室头部结构的可靠性。

摘要：详细介绍了磷光测温技术的物理机制、测量方法、常用材料及制备工艺,并从磷光材料及其制备工艺、温度测试方法及系统、发动机环境下信号传输方案三个层面梳理了磷光测温技术在航空发动机热端部件表面温度测试领域的发展历程和研究动态。通过对航空发动机热端部件磷光测温技术研究进展的全面分析,充分验证了磷光测温技术与待测面发射率无关,受复杂燃气组分吸收散射影响小,可测量半透明介质内部温度场的独特优势,凸显了磷光测温技术在航空发动机极端环境下热端部件瞬态温度场测试中的应用潜力,有望实现更高的测温范围和测试精度,支撑新一代航空发动机的精细化设计。

摘要：为了精确设计多相煤油喷嘴,以应用于采用冷却涡轮冷气技术的航空发动机,采用轴对称的模拟喷嘴,在不同的固定喷射压力下,通过调节燃油温度,获得了亚/超临界的燃油流量变化规律。根据煤油相态的分区理论,将流量曲线分为液相区、气液两相区和超临界区,分析不同相态航空煤油流量随喷射状态变化的作用机制,分别给出液相区和超临界区的流量计算方法及气液两相区流量系数的拟合关系式。结果表明:在喷射温度从常温至750 K的范围内,流量在液相区缓慢降低,在气液两相区加速下降,最后经“拐点”温度后进入超临界区缓慢下降。计算结果与试验值最大误差为3.8%,拟合式的相关系数平方为0.947 8,该结果可作为多相喷嘴设计的计算依据。同时获得的流量数据,可以作为喷嘴下游喷射结构的研究的边界条件,支撑先进航空发动机设计研发。