【摘 要】
：
为了研究矢量偏转对二元塞式矢量喷管红外辐射特征的影响,通过喷管缩比模型的红外辐射特征试验,获得矢量偏转对喷管缩比模型红外辐射特征影响的试验数据及规律,并验证了红外辐射特征数值计算方法的计算精度.采用经过验证的计算方法对全尺寸二元塞式矢量喷管在发动机地面工作状态下的流场特性与红外辐射特征进行了数值仿真.研究结果表明:当矢量偏转角由0°增加到20°,塞锥壁面温度分布基本不变,但喷管偏转压力侧壁面温度逐渐升高,最大增幅达到38.5％,喷管偏转吸力侧壁面温度逐渐下降,最大降低15.4％.塞锥是二元塞式矢量喷管最主
【机 构】
：
南京航空航天大学 能源与动力学院,江苏南京 210016;南京航空航天大学 能源与动力学院,江苏南京 210016;安徽航瑞航空动力装备有限公司,安徽芜湖 241000;南京航空航天大学 能源与动力学
论文部分内容阅读
为了研究矢量偏转对二元塞式矢量喷管红外辐射特征的影响,通过喷管缩比模型的红外辐射特征试验,获得矢量偏转对喷管缩比模型红外辐射特征影响的试验数据及规律,并验证了红外辐射特征数值计算方法的计算精度.采用经过验证的计算方法对全尺寸二元塞式矢量喷管在发动机地面工作状态下的流场特性与红外辐射特征进行了数值仿真.研究结果表明:当矢量偏转角由0°增加到20°,塞锥壁面温度分布基本不变,但喷管偏转压力侧壁面温度逐渐升高,最大增幅达到38.5％,喷管偏转吸力侧壁面温度逐渐下降,最大降低15.4％.塞锥是二元塞式矢量喷管最主要的红外辐射源,在尾向-20°～20°方向,塞锥的平均贡献≥63.6％,最大高达91.0％.随着偏转角增加,喷管在水平探测面内的红外辐射强度逐渐减小,其中正尾向上的降幅最大,达到33.6％;在铅锤探测面内,辐射峰值方向朝矢量偏转方向偏移,但偏移角度小于矢量偏转角度.全尺寸模型仿真获得的矢量偏转对喷管红外辐射特征分布的影响规律与缩比模型试验的结论一致.
其他文献
基于自适应小波配点法和人工黏性,构造了二维激波问题的小波数值计算格式.利用最细尺度的小波系数构造两组激波定位函数,分别用以控制两个正交方向(x,y方向)人工黏性的大小和分布,对三类二维激波问题进行计算和验证.结果表明:自适应小波配点法利用小波阈值滤波删除变化平缓区域大量网格点,而保留变化急剧区域的网格点,比传统方法计算效率高,且分辨率越高,计算效率更高;利用最细层小波系数构建的幂函数形式的激波定位函数能准确判断激波位置和控制x,y方向人工黏性的大小和分布,从而捕捉不同方向和不同强度的激波.
随着我国普速、高速铁路安全管理以及技防设备水平不断提升,施工及维修作业现场防护的一些做法已不适应当前铁路安全生产需要.通过梳理既有线施工及维修作业现场防护体系分类和构成,分析防护标志对规章制度及现场运用的适应性,进一步探索优化既有线施工及维修作业防护原则.在确保安全的前提下,从管理层面和技术层面提出特定场景下取消部分防护标志的风险控制方案建议,对减少既有线施工及维修事故、降低作业人员劳动强度具有重要指导意义.
扼要介绍了环境障涂层的发展历史,概述了不同环境障涂层材料及其制备技术的特点和应用情况,介绍了涂层的多种考核方法及涂层失效模式;并根据环境障涂层技术的研究现状和技术难点,提出了加快发展环境障涂层技术的意见.
为满足组合动力对过氧化氢煤油推力室的方案设计需求,建立工程计算方法,可快速进行热防护方案设计.通过修正燃气对流换热系数和引入液膜分解率完善工程算法,使工程计算结果与三维流固热耦合计算结果和实际试验结果符合较好.在此基础上,对组合动力用推力室进行热防护方案设计,结果表明:采用头部过氧化氢液膜和身部过氧化氢再生的方式可实现可靠热防护,其中,液膜流量在氧化剂中占比为30％.采用上述研究思路具备开展快速方案论证的能力,可在众多方案中选出热防护性能较优的方案.
针对贫预混燃烧在燃气轮机燃烧室中的燃烧振荡问题进行主动控制技术研究,一般需依赖于较为准确的火焰动力学模型,但是,通过仿真或者试验测量完整、准确的非线性火焰动力学响应特性都存在较大的困难.针对该问题,基于声学分析,结合非线性建模方法的应用,提出了一种基于描述函数的热声耦合系统分析方法,既能够体现火焰非线性动力学过程的影响,又便于实验测量与系统辨识.本文对旋流预混燃烧室的热声耦合特性进行了实验测量,通过系统辨识得到热声耦合系统的描述函数模型,在此基础上开展热声耦合系统时域仿真分析.实验测量结果表明,包含火焰动
为研究空气节流时序对超燃冲压发动机点火和火焰稳定的影响,通过实验方法研究了13个状态的煤油燃料超燃冲压发动机的燃烧特性.通过先锋氢气和节流空气增强煤油燃烧的稳定性,利用两个固定位置的压力传感器监测火焰稳定状态,采用纹影和OH-PLIF相结合的测量手段,获得了流场结构和火焰发展信息.发动机入口来流条件为马赫数2.0,总温950K,总压0.82MPa.在空气节流的作用下,煤油被先锋火焰引燃,在先锋氢撤除后,煤油仍然可以稳定燃烧.在扩张段中,空气节流和燃烧共同作用产生的激波串移动速度约为52m/s,但在凹槽内其
某公司3座2500 m3高炉在一代炉役到期后,希望通过大修改造,以实现更高效、更优异的生产指标,同时实现高炉生产更加环保的目标。本文对原来高炉生产中影响和限制高炉强化冶炼、降低燃料消耗和污染物排放的各个环节全面进行了分析,确定了高炉各系统对应的大修改造设计方案。通过总包方和业主方的协同配合、周密组织,3座2500 m3高炉逐个顺利投产,并快速达产,各处环境监测数据均比大修前明显改善,达到了本次高炉大修改造的基本目标。
针对宽范围定几何颌下进气道高马赫数下的压缩量不足问题,提出了一种喉部滑块前后移动的变几何调节方案,该方案通过滑块前后移动改变高低马赫数下的喉道尺寸,使进气道能够满足高低马赫数下的压缩量要求.提出了两种滑块布局方式,针对内锥侧滑块布局方式,按调节原理进行了滑块型面与进气道内流道型面的匹配设计,并将变几何颌下进气道与定几何方案进行了性能比较.数值研究表明:按Ma=2.5～4.0设计的变几何颌下进气道,在设计点,临界状态出口总压恢复系数为0.51,较公开文献中定几何方案提高8.5％;在Ma4.0,0°攻角工况下
为了获得能够替代航空发动机转子原型进行动力学试验的模型,提出了发动机转子系统试验模型的动力学相似设计方法.采用相似理论推导了转子系统缩比模型的动力学相似准则,继而建立缩比模型与原型的动力学相似关系.通过动力学优化方法对转子缩比模型的动力学等效模型进行修正,目标函数由固有频率、临界转速和振型组成.以双转子发动机高压转子系统的动力学相似设计为例,通过有限元仿真对设计方法的有效性进行了验证.结果表明,在设计转速范围内,动力学相似模型与原型的前两阶临界转速相似误差分别为3.92％和0.86％,对应振型的相关性均>
为了提高涡轮叶片前缘的冷却效率,提出了一种偏置冲击孔的旋流-气膜冷却结构.在雷诺数2×104～5×104时,对冲击孔居中和偏置分别开展实验研究和数值模拟,得到了两种结构的内部传热、流阻和流场特性.实验通过瞬态液晶热像技术获得前缘内表面的详细努塞尔数分布,并结合数值模拟的结果分析了流场特征,对强化换热的机理做出解释.实验结果表明:叶片前缘内部旋流使总体平均努塞尔数提高4.0％～9.4％,同时压力损失降低5.6％～6.4％.数值模拟结果表明,偏置冲击孔利用叶片前缘曲率较大的结构特性产生了强烈的旋流,使高换热区