抽气机抽气与引射器引气建立发动机喷口环境条件的经济分析

在给定的航空发动要排气条件下，对高空台排气系统中抽气和引射器引气这两种设计方案的投资和运行能耗进行了对比和简要的分析。在设计模拟航空发动机排气环境的试验设备时，应优先选用抽气抽气的方案，充分利用其技术上成熟、难度小、风险小、节省投资的优点。     

发动机进排气效应对民机构型气动特性影响

基于非结构混合网格技术，通过数值求解Navier-Stokes方程，分析了航空发动机进排气效应对民机构型气动特性的影响。通过设置合适的进排气边界条件来模拟发动机进排气效应的影响，采用单独发动机短舱风洞试验模型，验证了计算方法的可靠性。在此基础上，分析了发动机进排气效应对翼吊式和尾吊式两种典型民机构型气动特性的影响，结果表明:翼吊式民机构型发动机进排气效应对升力的干扰主要由发动机尾喷流的引射效应对机翼的干扰引起；尾吊式民机构型随着发动机进气流量的增大，机翼上表面压力逐渐减小，激波位置逐渐后移；不同发动机进气流量会对飞机的阻力特性产生较大影响，在飞机详细设计阶段需充分考虑机体与动力装置之间的干扰影响。      

航空发动机排气喷管红外辐射特征数值研究

红外隐身技术对提高未来战机战场生存力具有重要意义,发动机排气系统是飞机后半球的主要红外辐射源。为了研究涡扇发动机排气喷管的红外辐射特性,采用与成熟商用CFD软件相结合的策略,基于离散传递方法,自主开发航空发动机排气系统红外辐射特征数值计算软件。提出一种射线行程追踪方法,用来提高软件计算效率和模拟精度;最后用该软件对某型涡扇发动机排气系统收缩喷管及两种采用不同红外抑制措施的喷管进行数值模拟研究。结果表明：相对于传统的收缩喷管,二元喷管能够在绝大部分探测方向上有效降低喷管的红外辐射,引射喷管可在大角度探测方向上起到显著的红外隐身效果。     

航空发动机数值缩放技术的研究进展

航空发动机整机和部件仿真是航空发动机设计与研究的常规手段,是短周期研制先进水平航空发动机的重要环节和手段。数值缩放技术可以将基于高精度模型求解的部件特性用于整机性能分析,在有限的计算资源下提高航空发动机整机仿真精度,是实现航空发动机整机和部件高精度仿真的关键技术之一。同时数值缩放技术可以使部件设计在航空发动机整机环境中得到快速、全面的评估与分析,提高航空发动机设计的可信度,降低开发成本与周期。梳理了国内外航空发动机数值仿真技术的发展趋势,回顾了数值缩放技术的发展及在实际研究中的应用情况,分析、总结了数值缩放技术的三种实现方法及现阶段数值缩放技术应用中存在的问题,提出了我国数值缩放技术发展需重点关注的方向。     

航空发动机排气系统红外辐射特性数值研究

为深入了解航空发动机排气系统各部件对其红外辐射特征的影响,利用CFD/IR数值模拟方法研究了各部件发射率和内锥体温降对排气系统红外辐射特性的影响。结果表明:中心锥、低压涡轮和喷管扩张段是影响排气系统3～5μm波段红外辐射强度的关键部件,喷管扩张段和喷管外罩是影响排气系统8～14μm波段红外辐射强度的关键部件;喷管收敛段发射率的改变对排气系统红外辐射强度几乎无影响。所得结论具有较高的工程应用价值,可为发动机红外隐身设计提供参考。     

基于数值模拟的翼身融合布局飞机上悬式发动机布置技术

发动机进排气对飞机气动特性具有重要影响。为了评估翼身融合布局（BWB）飞机上悬式发动机不同布置方式对全机气动特性的影响，首先开展了发动机短舱进排气与全机流场耦合的数值模拟技术研究，验证了计算方法的正确性。在此基础上，针对发动机安装于翼身升力面之上的BWB运输类飞机，开展飞机巡航飞行条件下，发动机不同支撑高度下沿流向及展向不同安装位置的进排气与全机流场耦合数值模拟，评估发动机不同布置方式对全机气动特性的影响，形成发动机不同布置方式影响的规律性结论。     

航空发动机气路故障静电监测技术研究

航空发动机气路中任一部件的故障都会严重影响发动机的性能，甚至造成严重后果。本文研究了基于静电监测机理的发动机气路碎屑监测技术，设计了一套航空发动机气路故障静电监测系统，并在发动机模拟试验台上进行了两种典型故障模拟试验。研究表明，该系统通过监测发动机排气颗粒的静电电荷水平和变化规律，可判断发动机气路部件的故障情况，为发动机故障诊断和健康管理提供关键技术手段。     

航空发动机排气系统红外辐射测量与数值计算比较研究

评估航空发动机红外隐身性能,需获取其排气系统的红外辐射强度。介绍了航空发动机排气系统红外辐射测量方法,通过试验验证得到了3~5mm的红外辐射特征。采用反向蒙特卡洛法对发动机排气系统的红外辐射特征进行数值计算,计算中将固体壁面的反射特性分别设为漫反射体和镜面反射体,并将计算值与试验值进行对比分析。结果表明:两者分布规律一致,但将壁面的反射特性作为镜面反射处理时,计算值与试验值的误差明显减小。     

并联TBCC排气系统流场结构数值模拟及实验研究

为探索并联TBCC排气系统在宽马赫数飞行范围内的性能变化规律,针对某TBCC排气系统构型开展了飞行包线内的数值模拟分析。为验证数值模拟方法的可靠性,对该实验模型完成了典型工作点静特性风洞实验,获得了相应的流场结构和壁面压力分布规律,并将实验结果与数值模拟结果进行了对比。研究结果表明:并联TBCC排气系统双通道气流在涡轮下壁面出口处发生严重干扰导致出口流场复杂。优化设计TBCC排气喷管,有利于降低气流干扰对整个排气系统流场结构和推力性能的影响;飞行包线内,排气系统总的推力系数均高于0.9。气流大面积分离导致冲压发动机低马赫数时性能较低,但其对排气系统整体的推力性能影响很小;数值模拟得到的壁面沿程压力分布、流场波系结构等均与实验结果非常吻合,因此,数值计算结果用来评价TBCC排气系统性能的可靠性得到实验验证。     

美国航空推进系统关键技术

在美国的国防关键技术计划中，航空推进技术受到重视。通过对美国国家级计划－－高性能涡轮发动机综合技术计划、脉冲式爆震波产生推力的新概念发动机计划、燃烧室内气流过渡为超声速的冲压发动机计划的研究，对美国选择推进系统的理由作了分析，并对各国在航空推进系统的研究和发展工作进行了评估。可以看出，日本、德国继美、英、法、俄后在航空航天的推进系统方面已完成了一系列的研究。日本斥巨资建立发动机模拟高空试验台。最后详细列出了燃气涡轮发动机，其它航空动力和燃料三类中的10项关键技术。     

航空发动机滑油系统稳态模型的算法构造

滑油系统作为航空发动机关键系统之一,对航空发动机的可靠性起着决定性作用。在分析滑油系统部附件的基础上,根据部附件特性单调变化的特点,提出了“平衡计算”的概念,应用向量运算方法和多种插值算法取代传统的迭代算法来构造航空发动机滑油系统稳态模型算法的思路和方法,并用该算法编制程序对发动机在海平面最大状态下滑油系统性能参数进行了验算。验算结果与技术数据吻合较好,表明所构建的稳态模型算法是有效、可行的,可普遍用于模拟各种航空发动机滑油系统的工作状态。     

航空发动机排气污染物控制与适航符合性研究

基于民用航空活动对环境排放污染占比快速增长的现状,结合民用航空领域排放物相关政策的历史沿革和背景,展望了发动机排放物政策的发展趋势,研究表明由于NOx危害较大且很难控制,国际民航组织（简称ICAO）和美国联邦航空局（简称FAA）对NOx的要求日趋严格,而对HC、CO和烟的排放要求基本没有变化。同时介绍了低污染燃烧技术发展概况,分析了排气污染物的生成机理和主要影响因素以及改善措施,基于污染物生成机理及控制原理阐述了富油和贫油燃烧的污染排放控制方法。最后对飞机排放适航符合性验证方法进行了介绍,提出了基于发动机台架试验的LTO循环中气态排放污染物和烟尘的测量程序和计算分析方法,该测量程序和计算分析方法能较准确地评估航空发动机运行过程中的排气污染物水平,可以推广应用到航空发动机和大型燃气轮机的排放评估和预测。     

中冷回热航空涡扇发动机热力循环初步分析

中冷回热航空发动机是在常规发动机循环基础上加入了中冷和回热两个环节,有效利用了发动机排放的热量,提高了热效率,降低了耗油率,是新概念节能环保发动机.利用MATLAB平台,建立了基于部件特性的三轴分排涡扇中冷回热发动机总体性能仿真模型.利用该模型对分排涡扇中冷回热发动机进行性能仿真计算和热力循环分析.计算结果表明:在相同的循环参数和单位推力水平下中冷回热航空涡扇发动机比常规循环涡扇发动机具有更低的耗油率.      

内插管扩张室消声器的试验研究及其在航空发动机试车台上的应用

试车台排气噪声强，达标治理难度大，把研制的内插管扩张室消声器应用到试车台排气塔上，具有降噪效果显，性能稳定，流阻小，耐温性好，不产生二次污染和造价低的优点。现已建成8座内插管扩张室消声装置，其中A109排气塔顶最高噪声级为77dB(A)，总的降噪能力在70dB以上，为国内大型发动机试车台的消声工程全面达到工业噪声控制和环保标准提供了实例。     

航空发动机温度传感器动态特性改善方法

在某次某型航空发动机的地面台架试车中,该航空发动机发生了喘振.为查证导致发动机喘振的原因,构建了该型航空发动机高压压气机可调静子叶片转角控制系统的数学模型,完成了联合仿真.理论分析及仿真研究证明了:温度传感器动态响应特性滞后是导致发动机喘振的主要原因.为解决喘振问题,设计了该传感器的动态性能校正系统.验证仿真表明:所采用的校正方案可在不影响系统正常工作的前提下,明显改善该高压压气机可调静子叶片角度的动态响应特性,并有效地防止发动机喘振.该温度传感器校正算法具有适应性良好,抗干扰能力强等突出优点,可为解决试车过程中暴露的发动机喘振问题提供重要参考.      

发动机高速排气系统红外辐射特性的数值计算和分析

本文以排气系统三维流场数值计算为基础,采用了封闭腔理论算法及波带透过率计算模型,通过求解耗散-发射性介质中的辐射传输方程的方法,对发动机高速排气系统的热空腔辐射、喷气流辐射及热空腔-喷气流组合辐射进行了数值计算,并将计算结果与发动机实测结果进行了分析比较。研究结果表明,红外辐射的计算值与实测值相比,误差不大于30%,且其空间分布基本一致。所开发的计算方法与程序可用于排气系统红外辐射特性的数值计算与分析,基本满足工程设计的需要。     

发动机空气系统的改进设计

主要介绍了发动机空气系统的改进设计。在确定的空气系统设计原则下，对初步方案进行了详细的分析。针对轴向力调整、高压涡轮盘冷却等存在的问题作了修改。经过多轮设计，得到了最终方案。简要介绍了空气系统的设计方案，分析了最终方案的可行性。     

某型航空活塞发动机排气门烧蚀机理

针对某型航空活塞发动机在运行中因使用国产高铅燃油而时常发生较严重的排气门烧蚀故障的问题,通过对该型发动机上全新、使用过以及已烧蚀排气门的微观金相分析,结合该型发动机的结构设计和实际运行环境分析这种排气门烧蚀故障的发生机理,认为排气门运行温度过高导致排气门密封面上的抗腐蚀保护层被破坏掉是导致排气门烧蚀的根本原因,而高铅燃油中的铅沉积在排气门密封面上导致排气门散热不良是排气门过热的主要原因.据此提出改用低铅燃油减少铅沉积以改善排气门散热条件、降低排气门运行温度的解决方案,经实际运行测试证明排气门密封面上的抗腐蚀保护层得到了有效保护,解决了该型发动机的排气门烧蚀故障.