航空发动机进气温度畸变研究综述

进气温度畸变是影响航空发动机稳定工作的重要因素,本文首先概述了航空发动机进气温度畸变的来源,介绍了国内外围绕温度畸变引入机制开展的流动机理研究进展,总结了进气温度畸变对推进系统部件和发动机总体的影响。其次,分析了国内外现有的温度畸变模拟装置结构、工作原理与性能特性,介绍了利用畸变模拟装置开展机理研究与工程应用研究取得的进展。进一步,对比分析了各类温度畸变评定措施和评定标准,介绍了进气温度畸变测试环节涉及的关键技术。最后,列举了航空发动机进气温度畸变的抑制技术及针对温度畸变的发动机防喘控制技术,分析了各种技术的优缺点。航空发动机进气温度畸变研究对发动机抗温度畸变设计和测试具有重要的指导意义。     

TDLAS 技术二次谐波法测量发动机温度

发动机燃烧流场温度的准确实时诊断对研究燃烧机理、提高燃烧效率及降低污染物排放等至关重要。分析了 TDLAS 技术二次谐波法免标定测温原理,实现了利用该技术对直联式超燃冲压发动机燃烧室内部温度的在线测量,并采用电控平移台扫描的方式实现了发动机出口与扩张段温度随空间变化的测量。结果表明该发动机燃烧特性主要有：（1）发动机出口与扩张段,氢气与乙烯两种燃料燃烧状况基本相同,且随着沿 y 轴自下往上扫描,温度逐渐升高;（2）发动机燃烧室内,氢气燃烧时的温度比乙烯燃烧时的温度要高和稳定;氢气燃烧过程温度基本处于2100K 左右,乙烯从点火至燃烧结束温度从2000K 左右逐渐降至1250K 左右。TDLAS 技术在复杂燃烧环境下的工程应用表明该技术具有抗干扰能力强、数据处理速度快的优点,可用于研制发动机燃烧场温度在线监测传感器。     

变轨期间对接机构对接锁系温度场数值模拟

采用节点热网络法,建立了目标飞行器尾部组合系统(发动机组和对接机构)温度场数值模拟的物理、数学模型,明确了关键参数的计算方法,应用隐式R-K法,耦合求解非线性温度微分方程组.着重研究变轨期间对接锁系受高温变轨发动机的热影响.分析表明,发动机高温热辐射对邻近对接锁系的热影响很大,发动机热影响范围大致在θ±Δθ=(90±30)°和θ±Δθ=(270±30)°区间,发动机相对安装距离R、变轨起始时刻和工作时间是影响对接锁系温度的重要因素,而发动机安装倾角对对接锁系温度的影响非常小.     

民机涡扇发动机重吸入特性风洞试验

民机在滑跑减速阶段一般会使用发动机的反向推力来提高其减速性能和滑跑安全性,当滑跑速度较低时使用该装置,从发动机排出的向前方喷射的气流存在被发动机重新吸入的可能,该喷流受发动机风扇的压缩做功,喷流的温度比环境温度高,如果此气流被发动机重新吸入,将会导致发动机进气气流的温度畸变,而该畸变将会引起发动机风扇叶片的颤振,影响发动机的寿命和安全性.故对于一个使用涡扇发动机的新型飞机,有必要通过风洞试验来得到其在各工况下的重吸入特性,并且根据其重吸入特性,设定截止使用反推力的滑跑速度.本文主要论述通过风洞试验获得发动机重吸入特性,并且确定反推力使用截止滑跑速度的方法.     

超燃冲压发动机温度及热流测量技术研究进展

测量超燃冲压发动机内部温度及热流场可以为表征、评估、优化其工作状态与性能提供重要支撑。本文综述了可用于发动机温度及热流测量的接触式（铠装及薄膜式）传感器、非接触式（光电及辐射式）测量技术的研究现状及特点。重点介绍了薄膜式热电偶及热流计的发展趋势以及在高温瞬时测量领域的应用前景。最后，对超燃冲压发动机温度及热流测量技术进行了展望。     

高温高原机场发动机起飞增推力装置分析

介绍了影响航空发动机起飞推力的主要因素,总结了外界温度、排气温度与推力之间的关系。介绍了新型增推力技术BUMP的基本情况和原理,对某型发动机在高温机场使用与未使用BUMP技术的相关数据进行了比较,并总结了使用增推力技术时应注意的问题。     

某型涡轮轴发动机慢车转速故障分析

某高原型直升机所装用的发动机在起动过程中出现压气机涡轮转速不能自动加速进入慢车状态,压气机涡轮转速悬挂在慢车状态以下,应急关停发动机起动不成功的故障。通过对起动程序、燃油控制和温度校正原理的分析,得出该故障的产生原因为温度校正器感温筒失效,可通过更换感温筒来排除该故障。     

航空发动机小时包修成本分析

发动机小时包修是控制发动机送修成本主要的商业模式.由于发动机原厂家和航空公司信息不对称,航空公司常常在包修协议中处于不利地位.本文分析了发动机小时包修的主要影响因素,但这些因素实质上是体现在发动机排气温度EGT上,提出了基于EGT的小时包修模型,有利于对各种系数矩阵的理解分析,针对具体机型可以利用载荷谱计算出系数矩阵.     

基于改进灰狼优化算法的涡扇发动机性能/喷流噪声综合优化控制研究

为保证整个飞行过程中满足噪声适航标准和飞行器的安全性,需要按照最严苛的噪声要求进行发动机设计,并留有很大的安全裕度,因而导致发动机的性能潜力未能得到发挥。本文对传统灰狼算法进行了改进,提出自适应概率变异策略,在优化过程中调整狩猎模式,提升了算法的全局搜索能力;基于该算法开展涡扇发动机性能/喷流噪声综合寻优控制研究,根据不同飞行需求对航空发动机性能进行优化,获得最佳控制量,在满足安全性和噪声指标的同时,提高发动机的性能。仿真结果表明,改进后的算法具有更好的全局寻优性能,最大推力模式下可提升推力13.45%,最小油耗模式可降低油耗3.19%,最低涡轮前温度模式可降低涡轮前温度2.07%。     

异形排气管的热态气动试验

在发动机活动试车台上，对全尺寸的从环形过渡到腰果形的发动机排气量，进行了热态的出口压力和温度分布测试，实验结果表明，排气管出口截面的上部存在有严重的低压区，出现气流倒流的现象，产生的原因是由于发动机排气管的上壁面的扩张角过大造成的，排气管出口夫面温度由上向下不断提高，上部因受冷气倒流的影响，温度只有９０℃左右，而对应排气管环形部分直接排出燃气，由于未受冷空气的掺混，使出口截面下半的气流最调达度４２     

监控排气温度 提高发动机热端部件寿命

航空燃气涡轮发动机是由许多零部件和附件组成的复杂系统。发动机的寿命取决于冷端和热端部件的寿命。一般而言 ,高温结构的寿命只有常温结构寿命的一半。整个发动机零部件中 ,高温零部件故障约占80 %左右。热端部件的拆换费用 ,约占发动机维修费用的 80 %左右。现在许多的民用发动机不给出固定的翻修寿命 ,而是根据发动机具体的健康状态决定是翻修还是继续使用。由于使用、维护情况不同 ,发动机的使用寿命变化较大 ,如ＣＦＭ56 - 3发动机 ,绝大部分发动机寿命在50 0 0～ 150 0 0小时之间。因此 ,监控排气温度 ,对提高发动机使用寿命意义较…     

波转子对小型燃气涡轮发动机性能的影响

波转子是一种自冷却动压交换设备,具有提高各种发动机和机械的性能与运行特性的特有优势。本文建立基于波转子技术的小型燃气涡轮发动机热力循环分析模型。研究了压气机、涡轮压比、燃烧工作条件变化等5种热力循环方案情况下波转子技术对小型燃气涡轮发动机性能的影响。探讨波转子嵌入燃气涡轮发动机后导致燃烧室工作环境的变化规律。在相同压气机压比、相同涡轮进口温度热力循环方案情况下,波转子技术提高燃气涡轮发动机性能最高,获得了基于波转子技术小型燃气涡轮发动机最佳性能优化区和燃烧室工作环境变化规律。     

民用涡扇发动机慢车状态对发动机性能的影响

慢车是指发动机能够保持稳定工作的最小转速状态。慢车状态是涡扇发动机的一个重要工作状态，主要用于发动机起动后暖机、飞机在地面滑行、最后进近和着陆阶段。目前民航客机飞行过程中，大量地涉及到涡扇发动机慢车状态的使用，已经不仅仅局限于慢车状态的推力性能和经济性，更多的是与发动机的稳定性、可靠性功D速性和飞机有关系统的工作密切相关。因此，进一步讨论涡扇发动机的慢车状态对发动机性能的影响是十分必要的。1、慢车状态的燃烧稳定性当发动机处于慢车状态时，压气机的增压能力较弱，进火燃烧室的温度和压力较低，使得燃烧区…     

航空发动机中冰晶结冰的研究进展

一般认为经过风扇压缩后空气温度高于冰点，压气机内不会发生结冰。然而近年来，国外研究者对若干起发动机推力损失故障的研究表明冰晶能够引起压气机内部结冰，并在试验室中再现了温度高于冰点时压气机内结冰这一现象。我国在航空发动机冰晶结冰研究方面刚刚起步，为准确掌握国内外研究现状，从数值和试验两方面对国内外已开展的压气机内结冰研究进行了分析与总结，讨论了当前冰晶结冰的主要研究成果和存在的局限，提出了开展冰晶结冰研究需重点关注的方向，为我国航空发动机冰晶摄入结冰研究和适航审定研究提供一定参考。     

应用光电测试系统研究发动机起动

应用光电测试系统来检测发动机的起动过程,进而可评定发动机的起动品质并进行故障诊断。对自行设计和研制的光电测试系统作了分析,表明该系统能满足发动机起动时测试之要求。应用该系统测出了发动机燃烧室火焰信号的变化曲线,还对该信号进行了分析。应用全套动态参数测试系统,测出了一台单轴小型喷气发动机起动过程的动态曲线,本文只展示了四个参数的变化:发动机转速、燃油流量、涡轮后叶尖温度、燃烧室火焰信号。通过应用该套测试系统,找出了最佳起动方案,对研究发动机起动问题具有实用价值。     

直升机防除冰系统人工结冰试验

为掌握结冰条件下直升机旋翼、发动机、进气道防除冰系统的性能规律，在不同液态水含量和大气温度下，开展了地面和悬停两种状态直升机人工结冰试验，研究旋翼、发动机、进气道防除冰系统在结冰环境中的相互影响。研究发现:受旋翼旋转影响，右发进气道较左发更容易结冰；发动机低功率状态下，防冰性能较差，状态升高后，防冰性能改善；旋翼结冰导致发动机状态升高，使进气道表面温度较无结冰时仍有上升。同时，旋翼上周期性的"结冰-脱除"，导致发动机参数振荡，振荡周期受环境条件影响不大，而振幅与液态水含量近似呈线性关系。     

面向飞行训练模拟器的航空发动机建模研究

建立精确的民航发动机性能模型有利于高逼真度的飞行仿真。基于Matlab/Simulink平台,依照CCAR-60对发动机的建模要求,分别建立了针对CFM-56发动机的推力、低压/高压转子转速、排气温度等模型。提出推力等级预设法,通过预设6个典型推力等级,更贴合民航飞行的实际情况,在保证动态性能的同时提高了模型的逼真度。最后,运用飞机着陆的真实环境和操纵数据对模型进行了验证,效果良好。     

一种基于电子调节器调试设备的研制

通过对电子调节器状态限制系统工作原理的分析,研制了一种电子调节器调试设备.该设备可用于模拟发动机工作的不同大气条件,从而解决在大气温度高、大气压力低的状态下发动机起飞状态无法调节的问题.     

小型化TDLAS发动机测温系统的研究及进展

在吸气式发动机研究中,需要监测其进气道气流流场分布、燃烧室温度分布和燃烧产物浓度来验证燃烧室内的燃烧理论模型并最终改进发动机设计;同时,这些参数的实时获取还可以用来控制发动机工作状态以实现燃烧效率优化。TDLAS(可调谐半导体激光吸收光谱)技术具有结构紧凑、响应快速、灵敏度高和非入侵式测量等优点,在高温、高速和剧烈振动等恶劣工作环境下可实现随机飞行的发动机测量,因此被国外多家研究机构采用。调研了高超声速燃烧发动机研究项目 HIFiRE及其在传感器小型化方面所采用的技术手段,介绍已有的小型化设计思路和取得的进展。已集成的小型化系统体积为30×15×10cm3,重量<5kg,功耗<10W。经验证,该系统可在发动机地面试验条件下稳定工作,给未来随发动机飞行的小型化测温系统设计提供了参考。     

稳定器壁面最高温度区的数字图像分析

测定稳定器壁面最高温度区的位置、面积大小和最高温度值是航空发动机研究中的重要内容。本文阐述作者在利用数字图像处理技术对火焰稳定器壁面最高温度区进行分析方面进行的工作。所用方法是图像处理分类技术中的最小距离分类方法。为了减少图片摄取时噪声的影响,本文对训练区进行了分析处理,最后得到了比较满意的结果。