预冷空气涡轮火箭发动机氦循环系统的参数特性

针对预冷空气涡轮火箭发动机(PATR)方案,建立氦循环系统数学模型,模型考虑组件结构特征、几何尺寸、工质物性等主要因素。数值计算表明:PATR的推力和比冲性能较优,模型可描述发动机氦循环热力过程,其中发动机余气系数是影响发动机推力、比冲的关键参数。提高氦循环系统最高设计压力和降低空气预冷器氦进口温度可有效降低压力损失和氦压气机功率,最高压力每增大1MPa,系统平均压力损失下降1.1%,氦压气机输入功率下降3.2%;空气预冷器氦进口温度每升高1K,系统平均压力损失上升0.086%,氦压气机输入功率升高2.3%。     

轴流压气机流道设计方法研究

在航空发动机研制过程中,当选定发动机设计状态并确定出热力循环参数后,就可以通过1维流道尺寸设计来预估发动机尺寸和质量。以轴流压气机为对象,研究了1种新的轴流压气机流道设计方法,并开发了相应的计算机程序(CEFP)。该方法采用"1维平均中径法",基于流量连续方程,通过确定压气机各级中径处的气流参数,迭代计算出压气机各级进、出口截面的内外径尺寸及轴向位置,从而确定整台压气机的流道。使用编制的计算机程序对GE公司的E3发动机10级高压压气机进行了模拟计算,其计算结果与原始尺寸数据对比最大误差不超过8%,足以验证该方法的工程实用价值。     

基于相似参数的加速供油规律反设计方法研究

为了推广数字电子控制在发动机控制系统中的应用,利用原液压机械控制装置具备的加减速功能进行供油规律的反设计具有重要意义。基于相似理论,提出了以高低压压气机进口总温、高压压气机出口总压和高压转速为函数参量的加速供油规律;其次考虑到温度传感器测量难、响应慢的实际问题,提出了一种仅利用高低压压气机出口总压和高压转速为函数参量的基于发动机加速试验数据反设计加速供油规律的方法;进一步提出一种仅利用低压压气机进口总压、高压压气机出口总压和高压转速的供油规律的设计方法。两种加减速供油规律仿真曲线与地面、高空加减速试验数据对比表明,加速过程高压转子转速相对误差小于2%,减速过程高压转子转速相对误差小于3%。     

基于航空发动机产品需求的压气机技术研究

压气机是航空发动机的关键核心部件,随着先进作战飞机对航空发动机需求的不断提高,快速研制全面满足发动机产 品需求的压气机是工程设计人员面临的重大挑战。为保证设计的压气机全面满足发动机产品需求,介绍了先进作战飞机发动机 的典型技术特点以及对压气机全面的技术需求,梳理了压气机满足发动机需求需重点考虑的影响因素,开展了宽转速范围高效率 设计技术、全飞行包线高稳定裕度设计技术、高性能保持能力设计技术、高可靠叶片设计技术、高稳健压气机转子设计技术、高可 靠调节机构设计技术、高安全性以及高环境适应性设计技术研究。结果表明：基于需求的综合设计可以保证压气机的综合性能。 该研究可为设计全面满足发动机产品需求的压气机提供参考和依据。     

轴流压气机大小叶片特性试验研究

本文介绍了轴流压气机大小叶片技术概况及国内外研究现状,简述了国内在涡轴发动机上应用此项技术的研制历程。通过进行部件试验和整机试验,对采用大小叶片技术后发动机性能的改善进行了分析。试验结果表明,采用新型轴流压气机后,发动机流量增加了7.27%,功率提高20.79%,耗油率反而降低2.67%,充分验证了大小叶片技术的有效性。采用大小叶片这种先进的气动布局方案的轴流压气机,能够较大幅度提高发动机的性能,具有广阔的应用前景。     

涡扇发动机压缩系统部件特性与匹配数值仿真

为了研究发动机环境中部件特性及部件之间的匹配规律,采用3维数值模拟软件对某压缩系统进行数值仿真计算。计 算比较了设计转速风扇/压气机部件特性单独评定和发动机环境中评定的异同,研究了压缩系统4种可调参数变化对风扇、压气机 匹配工作点的影响。结果表明：2种环境下风扇特性基本相同;对于压气机,单独评定时以风扇出口参数的径向分布作为进口边界 条件获得的压气机特性与整机环境下的基本相同,而给定其他形式进口边界条件时压气机特性存在一定差异：采用均匀进气条件 时,压气机流量、效率和喘振裕度分别增加0.3%、0.4%和4.6%,采用进口节流条件时压气机流量、效率和喘振裕度分别减小3.5%、4.0% 和20.9%,整机环境使用时应对特性进行修正。研究结果对整机环境下风扇/压气机性能表现以及匹配规律研究有重要参考意义。     

压气机试验用的三种压力畸变发生器及试验结果

本文介绍了国内航空发动机压气机试验用的三种压力畸变发生器(网格压力畸变发生器、变唇口压力畸变发生器和档板压力畸变发生器)的结构、进口压力测量方法和试验结果。试验结果表明,稳态进口压力畸变和组合压力(稳态压力加动态压力)畸变对压气机性能的影响是不同的。这种不同不仅反映在数量级上,而且反映在被影响参数的变化上。进口紊流度量级对压气机性能的恶化和改善的方向是不一致的。其试验证明,在今后的压气机研制中,组合进口压力畸变试验是必不可少的试验项目。     

某型战斗机进气道／发动机相容性研究

简述了在某型战斗机设计过程中,对进气道／发动机相容性问题所作的研究。该研究主要是建立在3项基本试验的基础上,即通过进气道缩比模型吹风试验获得不同飞行状态下进气道出口的畸变参数和图谱;通过发动机低压压气机部件畸变试验获得畸变对低压压气机特性的影响;在上述3项试验的基础上,经过分析和评估,获得偏离进气道调节规律的上边界－发动机喘振限制边界和下边界－进气道喘振限制边界,最后选择了3个飞行状态下进气道出口流场图谱和平均紊流度,研制成模拟板,在高空台上进行了全台发动机进口畸变模拟鉴定试验,通过上述试验研究和评估,为某型战斗机试飞提高了必要的安全保证,并为进气道／发动机相容性设计定型提供了依据。     

轴流压气机大小叶片特性试验

介绍了轴流压气机大小叶片技术概况及国内外研究现状, 简述了国内在涡轴发动机上应用此项技术的研制历程.通过进行部件试验和整机试验, 对采用大小叶片技术后发动机性能的改善进行了分析.试验结果表明:采用新型轴流压气机后, 发动机流量增加7.27%, 功率提高20.79%, 耗油率反而降低2.67%, 充分验证了大小叶片技术的有效性.采用大小叶片这种先进的气动布局方案的轴流压气机, 能够较大幅度提高发动机的性能, 具有广阔的应用前景.      

英,美航空发动机部分特种地面试验简介

实践证明,没有大量的试验工作要想研制出先进的航空发动机几乎是不可能的。如果说设计发动机时某些参数可以通过计算获取,那么发动机进入外来物、进口结冰及压气机叶片折断对发动机所造成的破坏程度则必须以试验来验证。本文主要介绍了英国和美国在发动机研制中所进行的一些特种试验项目和试验方法,这些方法对今后我国新机研制有一定的借鉴意义。     

某型大涵道比涡扇发动机飞行推力确定方法研究

以某型大涵道比涡扇发动机为研究对象,结合动力装置适航取证＂飞行推力确定＂试验科目,对该型发动机飞行推力确定方法进行了分析,并开发了该型发动机飞行推力确定计算分析软件。结合发动机设计单位给出的设计值,对该计算方法进行了验证。结果表明,采用飞行推力确定计算方法得到的计算值与设计值间吻合程度较高。     

大涵道比涡扇发动机风扇叶片动应力测量试飞

为了给风扇叶片设计验证和改进提供依据,针对大涵道比涡扇发动机风扇叶片的结构特点和振动强度设计要求,获取了飞行中发动机风扇叶片的振动特性,对风扇叶片振动强度进行了仿真分析,并将分析结果应用于测试方案设计,对飞机和发动机本体进行了改装,建立了飞行试验方法。基于充分的技术准备,完成了国内首次大涵道比涡扇发动机风扇叶片动应力测量试飞,填补了国内试飞领域的技术空白,掌握了发动机风扇叶片动应力测量试飞技术,为中国开展航空发动机转子叶片动应力测量的研制试飞和适航审定试飞奠定了基础。     

关于某型发动机滑油温度和泵调节器壳体温度高问题的分析

某型国产发动机装机后在进行地面试验时,地面开车时间较长,就会出现滑油温度以及泵调节器壳体温度偏高现象,尤其在转入小功率状态后温度上升非常快,不得不中断试验,影响研制进度。对该故障现象进行了分析,并对相应的改进措施以及验证结果进行了说明。最后通过对比国内外技术方案,对该型发动机提出了进一步的改进建议。     

小推力高室压NTO/MMH火箭发动机实验系统管路流阻特性实验

为研究小推力高室压NTO/MMH(四氧化二氮/甲基肼)火箭发动机实验系统管路流阻特性,对管路流阻理论、冷流实验及点火实验进行对比分析研究.通过管路介质流动能量损失计算,建立NTO/MMH管路流阻特性理论模型.开展无水乙醇冷流实验及NTO/MMH小推力高室压火箭发动机点火实验,以最小二乘法确定流阻特性实验拟合公式.与冷流实验结果相比,无水乙醇流量分别为0.10~0.40kg/s,0.09~0.36kg/s时,NTO/MMH管路理论流阻平均误差分别为5.42%,3.67%;与点火实验结果相比,真实推进剂流量分别为0.39~0.47kg/s,0.26~0.31kg/s时,NTO/MMH管路理论流阻平均误差分别为2.44%,2.47%,基于冷流实验预测的流阻平均误差分别为5.74%,3.46%,NTO流量为0.47~0.51kg/s(不含0.47kg/s)时,管路理论与冷流实验预测的流阻平均误差分别为16.56%,9.73%.实验与分析结果可应用于小推力高室压NTO/MMH发动机点火实验,并为实验系统设计提供必要支持.      

高旋转数内冷通道换热实验技术及验证

通过内冷通道换热理论分析及实验系统优化,获得了使内冷通道内气体压力保持在500kPa以上的高旋转数实验技术.旋转数和雷诺数的范围分别为0~2.08,104~7×104,极大满足了旋转数与雷诺数同时覆盖真实发动机涡轮叶片工作参数的实验需求.证实了雷诺数和旋转数对内冷通道换热的影响可以解耦.而应用该实验技术进行同等旋转数实验时,内冷通道热损失占总加热量的比例和实验误差分别降低到18%和±10%.     

大涵道比涡扇发动机稳态调节规律分析

归纳总结了大涵道比涡扇发动机稳态调节规律的设计特点,计算分析采用不同调节规律对分开排气的大涵道比涡扇发动机性能影响。计算结果表明,不同调节规律对发动机性能影响有一定差异,需要根据发动机的用途选择合适的调节规律,结合计算分析给出了发动机稳态调节规律的实现方式。     

某型发动机压缩系统高空稳定性计算研究

本文通过不同进口条件下的某型发动机低压压气机和高压压气机特性计算，研究分析了该压缩系统在高空条件下的气动稳定性。计算结果与压气机地面特性试验、整机高空台模拟试验结果符合性良好，可作为确定该发动机压缩系统高空稳定工作范围或适应性改进的理论依据。     

高马赫数射流预冷试验装置设计及试验验证

为加速中国射流预冷技术的研究,设计了1套基于高马赫数的射流预冷试验装置。对试验装置需满足的功能流程和设计需求进行了识别,明确了试验装置的组成;对试验段和水系统的结构进行了详细设计,提出了直杆型和圆环型2种不同喷杆布局的射流段,并对使用2种射流段时试验段的流场均匀性进行了分析,认为直杆型射流段的温度场和压力场分布更加均匀;选取几种典型的试验工况,对所设计的试验装置进行了温降特性、总压恢复系数以及流场均匀性等试验验证。结果表明:试验装置总体运行良好,结构设计合理,能够完成全工况下的射流预冷试验,其温降特性、总压恢复系数和流场均匀性符合试验预期,研究成果对中国航空领域射流预冷发动机的研制具有指导意义。     

大涵道比涡扇发动机发展研究

大涵道比涡扇发动机用途广泛、市场巨大,对国民经济发展、国防建设和科技进步具有重大推动作用和战略意义.概述了国内外大型军民用运输机的发展现状,归纳了其性能与适航要求更高、经济性与环保性更好的发展趋势,总结了其多继承少创新,共用核心机系列化和军民融合的发展途径.针对中国目前和未来的需求,提出了需要突破的总体设计、稳定性、高压高效叶轮机、高性能燃烧室、先进空气系统等通用技术和适航、大尺寸弯掠风扇叶片、复合材料风扇叶片、低噪声设计、低污染燃烧室、反推力装置等特有技术.     

大涵道比涡扇发动机的研制与设计特点

较为系统地总结了国外大涵道比涡扇发动机的研制特点和设计特点。