IET短周期涡轮实验台

本文介绍了中国科学院工程热物理研究所（IED最新建成的暂冲式短周期涡轮实验台的装置结构和关键设备的研制原理及性能，描述了短周期涡轮实验过程、实验台的控制系统和测试系统，展示了本实验台的部分标志性实验结果。实验结果表明：实验台的建造是成功的，充分体现了短周期实验的长处，对验证和发展涡轮的设计与计算具有实际应用价值。     

局部进气涡轮研究进展综述

涡轮是工业领域的重要部件之一,随着应用需求的多样化,涡轮的运行范围更广,而局部进气技术是实现多工况条件高效运行的关键手段之一。但局部进气会带来强烈的流场不均匀性和受力非定常性,增加了涡轮的设计和加工难度。本文首先对局部进气涡轮在不同领域的应用特征进行总结,其次对局部进气涡轮损失机理和性能影响因素开展分析,对比不同局部进气损失预测模型的精度,归纳局部进气涡轮的优化设计方法及性能提升效果,分析局部进气涡轮目前研究的不足,最终对局部进气涡轮发展趋势进行展望,为下一步局部进气涡轮性能改进提供方向。     

轴流涡轮损失模型研究进展(“两机”专刊)*

轴流涡轮损失预测模型是开展先进轴流涡轮设计优化、特别是低维快速性能预测的重要工具和基础,更准确通用的损失模型一直是涡轮气动热力学领域研究的重点。近年来,精细化设计理念的深入对损失模型提出更高的精度要求,同时先进实验测量方法和数值模拟技术的发展也为建立更精准的损失模型提供了可能。因此,本文首先梳理了轴流涡轮损失模型的发展历程及近年来的发展趋势,并结合最新研究进展分析目前仍存在的不足,最后对轴流涡轮损失模型的未来研究重点和发展趋势进行展望。     

短周期全尺寸涡轮试验及测试方法

介绍了目前国内外几种主要的短周期涡轮试验方法和特点,讨论了暂冲式涡轮试验台全尺寸涡轮级试验技术和数据采集系统的配置以及传热和气动性能试验的测试方法。     

涡轮叶片冷却技术的应用和发展

针对航空发动机涡轮叶片的工作环境和使用要求,论述了涡轮叶片冷却技术的应用情况,展望了涡轮叶片冷却技术的发展趋势.阐述了研究涡轮叶片冷却技术必须同时重视改革工艺方法,合理的也是可行的做法应是开发高性能耐高温材料和发展新型高效涡轮叶片冷却技术并重,甚至将其合二为一,发展复合结构设计这一新型设计思想;以及对涡轮叶片根据实用要求用多种材料进行复合结构设计,用力学理论分析和强度实验的方法进行材料组合优化、复合结构优化,充分发挥各种材料特长,形成一种任何单一材料所不具备的优异性能涡轮叶片的观点.     

涡轮冲压组合发动机涡轮基改型设计研究

基于现有涡扇发动机,按涡轮冲压组合发动机技术验证要求,开展了基于成熟涡扇发动机改涡轮基的设计研究。根据涡轮基工作性能和技术要求,分析了改型设计的难点,并开展了涡轮基控制计划设计、高空大马赫数起动设计、超声速燃烧设计、低转速接通加力设计、全权限控制系统设计、燃滑油系统设计、高空封严设计和涡轮基与冲压级匹配设计。通过整机试验验证改型后发动机满足验证平台需求,并配装冲压组合发动机平台完成关键技术验证试验。对其他发动机的改型设计具备一定的工程参考价值。     

燃烧室和涡轮相互作用下高压涡轮级气热性能研究进展

现代燃烧室由于富油燃烧-快速焠熄-贫油燃烧技术和贫油预混燃烧技术导致其出口具有非均匀温度（热斑）分布、强旋流和高湍流度的流动特征,显著影响燃烧室下游高压涡轮级的气热性能。先进高压涡轮级气热性能分析和冷却设计越发依赖于燃烧室和涡轮相互作用下交界面的气热参数非均匀分布特征。论文阐述了燃烧室和涡轮相互作用机理。介绍了燃烧室和涡轮相互作用下高压涡轮级气热性能研究的代表性实验台和数值方法。分别综述了燃烧室和涡轮相互作用下热斑、热斑和旋流、旋流和湍流度对高压涡轮级气热性能的影响特性。给出了燃烧室和涡轮相互作用下高压涡轮级的气热性能分析及不确定性量化的研究现状。总结了燃烧室和涡轮相互作用下高压涡轮级气热性能的研究成果。展望了非均匀气热参数分布条件下高压涡轮级气热性能可靠性分析和鲁棒性设计需要更加深入研究的方向,为适应先进航空发动机的燃烧室和涡轮一体化设计需求提供参考。     

非轴对称端壁技术的应用及发展

非轴对称端壁技术作为一项先进的航空涡轮设计技术,能够有效地降低涡轮通道二次流损失．提高涡轮效率。国外对非轴对称端壁技术进行了大量的机理研究和试验验证,并将其应用于先进航空发动机的涡轮设计。本文介绍了国外非轴对称端壁技术的发展现状和特点,总结并分析了非轴对称端壁技术的发展趋势。     

发动机环形燃烧室点火过程可视化实验研究

为有效捕捉环形燃烧室中火焰传播规律明晰其点火联焰机理,在浙江大学TurboCombo实验平台上,借助高速相机记录燃烧室整个点火过程,开展可视化实验研究。本文主要介绍了三种构型下(直喷环形燃烧室、斜喷环形燃烧室、带涡轮导叶的直喷环形燃烧室)的点火过程相关机理研究,分析了：火焰传播过程特征；斜流喷嘴引入周向速度分量后所作用周向联焰的过程；涡轮导叶对周向点火过程和周向点火时间的影响。研究表明,高速可视化测量可追踪环形燃烧室中整个点火过程,有助于明晰环形燃烧室点火联焰机理。该项研究有助于APU等航空发动机高空点火性能的分析。     

基于涡轮导向器增燃技术的总体性能与燃烧组织

为了使航空发动机达到高推质比、低燃油消耗率、低污染以及拓宽稳定工作范围的目标,应使用涡轮导向器增燃技术在涡轮导向器叶片间喷油点火再次燃烧,提高涡轮内燃气温度,从而提高发动机的总体性能.阐述了涡轮导向器增燃技术具有提高航空发动机总体性能的潜在优势,分析研究了该技术中组织燃烧的关键技术、参数和机理问题,得出如下结论:①对于射流旋流方案,径向凹槽对燃烧室出口温度分布起决定性作用;降低燃烧凹环内当量比,可提高燃烧效率,从而降低CO,UHC(未燃碳氢化合物),NOx等污染物排放量.②当二次气流角为60°时,射流涡流方案各项燃烧性能较好.     

先进铝化物涂层制备技术进展

铝化物涂层是现役发动机热端部件高温氧化防护的主要手段。未来,高性能铝化物涂层仍是发展先进发动机所必需的技术。传统基于化学气相的制备方法不仅污染环境,腐蚀设备,效率低下,更重要的是难以有效制备高性能铝化物涂层。高效"绿色"化将是先进铝化物涂层制备技术的发展趋势。近年通过利用机械能辅助的策略获得了高效制备铝化物涂层的方法。另外,利用真空物理气相沉积加高温扩散的策略,"绿色"制备高性能铝化物涂层的研究也进展显著。结合上述两种策略,利用真空等离子辐照形成的离子撞击能,可高效、"绿色"地制备铝化物涂层,为高性能铝化物涂层的制备提供了一种新的有效途径。     

重型燃气轮机透平气动性能研究

为提高某重型燃气轮机单轴多级透平气动性能,利吲航空发动机设计及校核程序,对某重型燃气轮机透平的设计进行了反演算,利用1维平均半径流场的计算方法进行了计算分析,得出了气动参数的展向分布,并进行了透平冷、热态流道的计算对比,分析了大尺寸透平尺寸换算的变化规律,通过采用变比热、多损失模拟的准3维正问题计算方法,对结果进行了校核计算。结果表明：采用现有的航宅发动机设计平台进行重型燃机单转子多级透平反问题设计和正问题校核计算误差较小,其技术可靠,为进一步利用该体系完成透平性能改进打下了基础。     

Systematic Geometric Error Modeling for Workspace Volumetric Calibration of a 5-axis Turbine Blade Grinding Machine

A systematic geometric model has been presented for calibration of a newly designed 5-axis turbine blade grinding machine. This machine is designed to serve a specific purpose to attain high accuracy and high efficiency grinding of turbine blades by eliminating the hand grinding process. Although its topology is RPPPR (P: prismatic; R: rotary), its design is quite distinct from the competitive machine tools. As error quantification is the only way to investigate, maintain and improve its accuracy, calibration is recommended for its performance assessment and acceptance testing. Systematic geometric error modeling technique is implemented and 52 position dependent and position independent errors are identified while considering the machine as five rigid bodies by eliminating the set-up errors of workpiece and cutting tool. 39 of them are found to have influential errors and are accommodated for finding the resultant effect between the cutting tool and the workpiece in workspace volume. Rigid body kinematics techniques and homogenous transformation matrices are used for error synthesis.     

某小型发动机高压涡轮导向器环吹试验研究

介绍了某小型发动机高压涡轮导向器的环吹试验，初步研究了该导向器的特点。试验结果表明，试验的高压涡轮导向器流场周期性较好，导向器的性能达到了设计指标。     

水平风洞模型自由飞试验技术研究现状及展望

介绍国外水平风洞模型自由飞试验技术研究现状,阐述水平风洞模型自由飞试验平台的组成、作用与意义,重点展望该试验技术的应用前景。对试验平台中动力相似模型设计加工技术、动力模拟技术、舵机运动控制技术、模型姿态实时精确测量技术、飞行控制系统设计与集成技术等关键技术问题进行分析,对发展该试验技术具有指导作用。完善水平风洞模型自由飞试验技术,把传统风洞试验拓展到流动-飞行-控制一体化试验,有利于全面研究和充分挖掘飞行器的气动性能与控制性能,对新一代飞机器的发展、新概念新技术的工程应用将起到重要的推动作用。     

变桨角对舰船用燃气轮机过渡态性能的影响

基于SIMULINK平台搭建了分轴燃气轮机稳态、过渡态仿真的数学模型,利用该模型进行燃气轮机-螺旋桨共同工作动态仿真,分析了螺旋桨角度瞬态变化对燃气轮机性能的影响。在燃气轮机性能曲线网图和压气机特性线图中得到燃气轮机工作过程,并得到螺旋桨角度瞬态变化对燃气轮机性能参数的影响。     

DD6单晶涡轮叶片缘板裂纹与再结晶研究

针对DD6单晶涡轮叶片在试车后缘板出现裂纹的现象,通过裂纹外观检查、断口形貌观察、显微组织及化学成分分析等工作,开展基于裂纹特征的缘板失效模式研究.研究结果表明:DD6单晶涡轮叶片缘板裂纹是由表面再结晶导致的疲劳开裂,其形成与存在富钨白色析出相的枝晶界面有直接关系;在试验条件下裂纹沿富钨(W)的白色颗粒链扩展,并沿界面延伸,导致疲劳失效.同时,发现缘板表面再结晶在叶片使用之前已存在,是缘板凝固区域因过大铸造热应力而形成碳化物,进而在热处理过程形成晶界富钨白色析出相的再结晶晶粒.      

边界扫描技术在电子控制器测试中的应用研究

航空发动机电子控制器向更高性能和更高集成度的方向发展,使得传统测试方法难以满足需要。本文提出了通过边界扫描技术来解决电子控制器核心电路的测试问题。为了论证这一方案的可行性,设计了边界扫描测试技术验证平台,主要包括边界扫描测试适配器和被测电路。对被测电路开展了基于边界扫描的测试试验,完成了主要指令的测试。同时通过扫描链实现了对被测电路的故障注入,通过这种方法注入故障可对航空发动机电子控制器的机内测试（BIT）能力进行验证。本文探索了边界扫描测试技术在航空发动机电子控制器中的应用     

涡轮发动机用陶瓷基复合材料涡轮转子研究进展（两机专刊）

高性能飞行器对涡轮发动机性能需求不断提升,对涡轮转子的耐温性和轻质化提出了苛刻要求。而目前高温合金涡轮转子性能逼近材料极限,难以满足未来涡轮发动机大幅减重提温的需求,先进陶瓷基复合材料（CMCs）涡轮转子成为必然趋势。本文介绍了涡轮转子用CMCs复合材料的设计、制备、加工、检测,以及各国在CMCs涡轮转子研制方面的进展,研究表明CMCs涡轮转子在液体火箭发动机、先进航空发动机领域具有巨大优势和应用潜力。当前连续纤维增强CMCs复合材料涡轮转子的耐温性能、抗冲击性能已初步得到验证,而材料强度和韧性不足是制约CMCs在航空发动机涡轮转子上应用的主要因素,发展高强度、高韧性涡轮转子用CMCs材料成为当前研究热点和未来必然趋势。     

高负荷跨音速模型涡轮的设计与试验研究

 采用大转角的跨音设计是提高涡轮级负荷的有效途径之一。将原控制环量设计的模型涡轮改设计成跨音级,进行了研究。气动设计采用了作功量沿叶高为抛物线型的分布规律。叶片造型采用了短弦长、低稠度设计,叶背型线曲率为“倒曲率”分布。平面叶栅试验表明其性能良好。级试验表明其性能良好,变工况特性变化平缓。沿叶高测量表明,气流参数与设计值基本吻合。本研究摸索了跨音设计的技术途径,并取得了良好的效果。