落实总理批示 扩大技术转移成果向中压大处理量轻烃回收装置进军

赵紫阳总理关于航空涡轮膨胀制冷技术转移的批示下达以后,莫文祥部长指示部有关司局和六○九所,认真学习赵总班批示,用实际成果回答中央领导的期望。近日来,部辅机局、发动机局、民品办公室会同六○九所、六○八所、六○六所、三三一厂、黎明公司等有关厂所同石油部有关司局进行了商谈。为了扩大涡轮膨胀制冷轻烃回收的成果,提高水平,决     

涡轮增压二冲程汽油机排气系统匹配研究

为提高无人机的工作升限,需要补偿高空处下降的功率,涡轮增压技术是航空活塞式发动机实现功率恢复的有效手段之一。二冲程汽油机使用增压技术后存在很多技术难点,尤其是增压后扫气损失的合理控制、扫气方案与排气管路的合理匹配等问题。因此本文通过仿真计算的方法对某型二冲程活塞汽油机,从涡轮增压布置方案、排气管路设计等方面进行了匹配研究,仿真结果表明,二冲程汽油机涡轮增压时涡轮布置在排气膨胀管后可以改善其换气过程;排气膨胀管结构形式及尺寸均对发动机性能有明显影响,且排气膨胀管位于排气歧管后,总长度1.2m,主直径186mm时发动机动力性能最优。     

深冷机及其应用

SL-1型深冷机通过了部级鉴定,并组织小批量生产和推广应用。 SL-1深冷机是采用空气涡轮冷却器进行制冷降温的设备,空载时最低温度可达-150℃,装有100公斤钢件时可达-130℃,注入液氮可达-190℃。这是二三二厂在研制成-80℃空气涡轮制冷机后的又一研制成果,它填补了-80℃～-150℃温度范围内制冷设备的短缺,亦是把制冷设备从普冷机向深冷机迈出了一步。 SL-1深冷机有以下主要特点: 一、涡轮冷却器制冷剂是空气,不污染环境; 二、降温速度较快,实测空载时从0℃降到-130℃,22分钟;有100公斤负载时从0℃     

脉冲爆震燃气膨胀过程及能量转换难易度评价方法

为了提高脉冲爆震燃气的能量转换效率,分析了脉冲爆震燃气在涡轮内的膨胀过程,建立了评价爆震燃气能量转换难易度计算方法,并基于脉冲爆震燃烧室与轴流涡轮匹配工作数值模型,采用涡轮效率对燃气能量转换难易度计算方法进行了验证,结果表明: ①爆震波膨胀过程,爆震燃气在涡轮静叶内会产生热壅塞现象,并往上游形成前传压缩波; ②涡轮内爆震燃气的膨胀主要分一次膨胀、过度膨胀和二次膨胀三个阶段,爆震燃气在涡轮内的焓降主要发生在一次膨胀和二次膨胀阶段,在过度膨胀阶段,燃气在涡轮内做负功; ③当量比为0.72、0.89和1.00三种计算工况的燃气能量转换难易度分别为0.396、1.000和0.803,对应的涡轮效率分别为0.473 6、0.597 2和0.570 3,验证了燃气能量转换难易度计算方法的准确性。      

1+1/2级超跨声对转涡轮气动性能试验及分析

对转涡轮是高性能航空发动机的关键技术之一。采用试验方法对某1+1/2级超跨声对转涡轮气动性能进行了研究与分析。针对试验中涡轮级间难以布置测点的问题,提出了基于特性反推的分步试验方法,然后对超跨声对转涡轮运行特性进行了详细分析。研究结果表明,该超跨声高压涡轮流量特性几乎不随膨胀比变化,而效率特性变化较大;高、低压涡轮喉道面积比在涡轮膨胀比分配中起到重要作用,该值低于设计状态时,总膨胀比满足设计要求下,高压涡轮膨胀比增大,低压涡轮膨胀比减小;高压涡轮出口气流角对低压涡轮运行特性影响显著。     

进气温度与压力对涡流管性能影响的实验

实验研究了涡流管进出口膨胀比(2~5)、节流阀开度(1~11)和进气温度(313~373K)对涡流管性能的影响,重点分析了制冷和制热温度效应随上述参数的变化规律.研究中发现:随着进口膨胀比增加,管内涡流强度增强,不同半径处气流的角速度梯度增大,涡流制冷温度效应增强10.9%,制热温度效应增强46.5%.随着节流阀开度增加,冷/热气流之间能量交换的程度提升,涡流效应增强,冷流率增大47.3%.随着进气温度增加,涡轮管性能逐步提升.实验结果表明:进气温度每增加20K,制冷温度效应平均增幅约为12%,制热温度效应平均增幅约为5%.      

ACM综合试验台的研制

涡轮冷却器(ACM)是飞机环境控制系统的核心部件.现在,空气循环制冷设备广泛应用于飞机的制冷,其工作原理是以空气为工质,利用压缩空气在涡轮中绝热膨胀并对外界做功,从而获得低温气流来制取冷量实现人工制冷.     

SL-1 深冷机通过技术鉴定

部总调度局于六月二十一日至六月二十二日在北京二三二厂召开了SL-1深冷机技术鉴定会。参加会议的有中国制冷协会、北航、科学院低温技术实验中心、三○三七厂、三一五七厂、一七一厂以及科技局、三○一所、工具协会秘书处等十个单位、共计十四人。会议首先由二三二厂介绍了深冷机的研制     

碳氢燃料超燃冲压发动机油气涡轮做功能力评估

为了研究油气涡轮泵燃油供给系统中,碳氢燃料裂解油气的做功能力,以正癸烷为替代燃料,基于其裂解后的实验组分分析,发展了基于Soave-Redlich-Kwong(SRK)状态方程的真实气体裂解混合物的等熵焓降计算方法,并对油气涡轮的做功能力进行了分析和评估。研究表明,当膨胀起始温度为950K,膨胀起始压力超过3MPa,膨胀比为2时,裂解混合物的等熵焓降可达110kJ/kg,具备较强的做功能力。      

定向凝固涡轮叶片的发展和应用

三十年来,航空发动机涡轮叶片的发展经历了两次重大的变革,其一是:五十年代出现了真空熔模铸造涡轮叶片,在六十年代迅速取代当时占优势的锻造叶片而投入大量生产;其二是:六十年代兴起了采用定向凝固技术铸造的涡轮叶片,在七十年代得到广泛应用,取代原先的普通铸造叶片(特别是高压叶片)。这两次工艺上的重大变革,不仅有力地促进了高温合金的迅速发展,而且为空心叶片冷却技术的发展创造了极为有利的条件,综合的结果     

航空发动机涡轮特性转换方法

针对以落压比为横坐标,流量与效率为纵坐标,并按不同等转速线区分所表示的涡轮特性在涡轮处于临界状态时换算流量几乎保持不变,使得在航空发动机数学模型中应用该形式涡轮特性通过插值求解共同工作点时存在计算效率降低的不足,根据相似理论及等熵条件下涡轮膨胀功与落压比对应关系,推导了涡轮落压比、涡轮效率与涡轮当量功的关系,并结合抛物线插值方法给出了向以转速为横坐标,涡轮当量功与效率为纵坐标,并按不同等流量线区分所表示的涡轮特性转换方法。实例转换计算表明:采用所提出的转换计算方法,可有效解决以往涡轮特性插值流量基本不变的局限,并且两种格式的涡轮特性转换相对误差小于0.65%,满足工程要求。     

船用柴油机涡轮增压技术发展现状

涡轮增压是提升船用柴油机燃油经济性、排放性及动力性的核心关键技术。船舶动力排放与燃油经济性法规日趋严格、智能化发展趋势日趋明显,推动船用柴油机涡轮增压技术向高增压、高效率、柔性化和电动化等方向快速发展。本文分别从涡轮增压系统与涡轮增压器部件角度,对国内外主要船用柴油机增压技术的基本原理、主要特性、应用机型等内容进行了详细阐述,重点分析两级涡轮增压、相继增压、可变涡轮增压和机电负荷涡轮增压等增压系统技术,以及高效宽域涡轮增压部件技术,展望了船用柴油机增压技术发展趋势。     

大膨胀比跨声速涡轮流动结构及损失的数值研究

为了揭示跨声速大膨胀比涡轮损失的主要特点和两种不同尾缘冷却方式对损失的影响,以典型大膨胀比跨声速涡轮和跨声速叶栅为研究对象开展了数值研究。研究发现大膨胀比跨声速涡轮的主要损失是叶型损失,占到总损失的65%左右,尾缘激波损失是叶型损失的主要来源。尾缘全劈缝冷气入射通过提高尾缘基压区基压来减少尾缘膨胀波对气流的加速程度,从而降低最高马赫数和激波损失,尾缘压力面劈缝冷气入射通过改变叶片尾缘压力面激波波系结构,使原来的一道激波变成两道或者两道以上的弱激波,从而减少激波损失。两种尾缘冷气方式都有利于降低大膨胀比跨声速涡轮激波损失,但压力面劈缝冷气入射方式效果更为明显。     

基于并行遗传算法的向心涡轮气动优化设计

为了提高向心涡轮轮周效率,保持流量、膨胀比不变,以流道、安装角、型面为设计变量,基于并行遗传算法的优化方法,对某微型发动机向心涡轮叶片气动性能进行多变量耦合的自动优化设计,利用商用软件NUMECA进行3维流场计算分析,并比较了优化前后向心涡轮转子的总体性能。结果表明:在设计工况下,向心涡轮的轮周效率提高近3%,流量也略有增加,膨胀比近似不变;在非设计工况下,优化叶片效率均高于初始叶片的,向心涡轮的整体性能得到提高。该算法不仅可自动实现多变量耦合优化,而且可高效地得到高气动性能叶片。     

等离子喷镀工艺在民品生产中广泛应用

等离子喷涂工艺是热喷涂工艺的一种。在零件表面喷上一层特殊性能的涂层,可使零件的使用性能大为改善。在航空发动机上应用,可以解决压气机及高温涡轮部分的封严问题,提高部件的隔热能力,解决零件耐磨及质量问题等。航空工艺研究所于六十年代中期开始研究等离子喷涂工艺及设备,七十年代中期工艺定型,并研制出三代四个型号的等离子喷涂设备,其中两个型号已列入机械工业部一九七九年定型产品,转移到江苏泰兴与江西九江两个喷涂厂定点生产,在国内已销售一百多台。此后     

轻巧的空气涡轮制冷车

一九七八年三月,在北京航空学院五○五教研室的大力支持下,我厂制造了一台空气涡轮制冷车(外观见图),向全国科学大会献礼。     

轴流燃气涡轮气动设计中反动度可行域的研究

为快速确定反动度的合理取值范围,加快涡轮设计流程及完善气动设计体系,对考虑动叶进口相对总温的高压涡轮反动度可行域及多约束下反动度的可行域进行研究。采用"等效单级涡轮"的思路建立反动度与动叶进口无量纲相对总温之间的关系式以及采用速度三角形方法建立多约束条件下反动度可行域的计算方法。研究显示:当级负荷系数和膨胀比一定时,相对总温随反动度降低而降低。反动度降低0.1,则无量纲相对总温降低0.012。涡轮进口总温越高,反动度对相对总温影响幅度越大。当级负荷系数大于某值或膨胀比低于某值时,反动度均存在最大值。为保证气动方案具有较低值动叶进口相对总温和较高的效率,若膨胀比一定时,应选择较小的反动度和级负荷系数的设计思路,若级负荷系数一定时,对于单级涡轮反动度取值应较高,对于双级涡轮反动度取值应减小。建立考虑涡轮气动、传热、强度、结构方面的多约束可行域计算方法,可以快速确定反动度的可行域,完善涡轮气动方案设计并加快设计流程。以新型高速飞行器低压涡轮为分析对象,采用该方法确定其反动度可行域为0.125～0.266,并深入研究发现其反动度最大值由动叶出口最大允许马赫数和最小允许绝对气流角共同限制。     

非定常流制冷原理在石油天然气回收中的应用

“热分离器”是一种七十年代开发的新型制冷装置,将其用于石油天然气回收会带来很高的经济效益。本文提出了一种简化物理模型,并对其工作原理进行了非定常流分析,指出了进一步提高其制冷效率的途径。     

两项航空燃气涡轮发动机排气污染物测量标准规范的介绍

六十年代中后期,由于航空运输事业的迅速发展和人们对保护环境、防止污染的关注,开始对航空燃气涡轮发动机的排气污染进行了广泛的研究,并在七十年代初,为了统一排气     

GTO驱动电源攻关成功

由天津大学、一机部西安整流器研究所、一机部西安徽电机厂、天津发电设备厂、三机部——四厂共同奋战两年,攻下了GTO步进电机驱动电源。一九七九年六月在天津召开了鉴定会,会议认为该GTO驱动电源设计方案先进,主要技术性能已超过一机部功率步进电机及其驱动电源的攻关指标,达到七十年代国际