超音通流风扇发动机循环分析

超音通流风扇发动机概念新、优点突出.本文发展的计算机程序能对不同类型发动机进行循环分析和某些参数的优化计算,对一架Ma=2.7的超音巡航运输机进行了算例分析.计算结果表明,超音通流风扇发动机耗油率大大低于常规涡扇和涡喷发动机,重量轻,推重比高,亦有明显优势.有效解决飞行剖面上进气道与发动机相容性问题,对提高推进系统性能关系很大.     

对国军标GJB241—87《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》的一些修改

通过回顾国军标ＧＪＢ２４１－８７《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》实施七年来，在结构完整性方面碰到的一些问题，并在国外军用发动机最新标准，美国的ＭＩＬ－ＳＴＤ－１７８３《发动机结构完整性大纲》和英国的ＤＥＦ ＳＴＡＮ ００－９７１《航空燃气涡轮发动机通用规范》对比分析的基础上，对国军标提出了一些修改补充建议。     

航空发动机半个世纪来发展的回顾

综述了航空发动机半个世纪来由活塞式发动机－涡轮叶气发动机－涡轮风扇发动机的发展历史。概要介绍了跨世纪民用飞机发动机的发展情况，充分说明了发动机在飞机发展中所起的重要作用。     

动态信息

ＩＨＰＴＥＴ向Ｆ１１９和 Ｆ１２０的技术转化 ＩＨＰＴＥＴ技术已经用在Ｆ－２２和联合攻击战斗机（ＪＳＦ）的军用发动机的研制中。 向Ｆ１１９转移的主要技术有： １ 大功率超冷却涡轮； ２ 单晶涡轮叶片和导叶； ３ 重量轻的随机转子； ４ 大功率、空心、“无高周疲劳”的整体叶盘 转子风扇； ５ 简单、轻重量尾喷管； ６ 刷式封严； ７ 环状带浮动壁燃烧室； ８ 复合材料风扇静子； ９ 改进的发动机控制器。 ＩＨＰＴＥＴ技术使Ｆ１１９发动机的耗油率减少２％～３％，推力增大１０％，并且减少了寿命周期成本。 ＩＨＰＴＥＴ为Ｆ１２…     

超音通流风扇发动机应用于高马赫数运输机和战斗机的效益分析

对马赫数 2 .3运输机和马赫数 2 .5战斗机中涡扇发动机采用超音通流风扇技术的潜在效益进行了评估分析。研究表明 ,在 76 .2万磅商业运输机上 ,采用该项新技术 ,可使耗油率降低 9% ,“发动机 /进气道 /短舱”减重 31% ,从而使航程从 5 4 0 0海里增加到 6 140海里 ,提高了14%。在马赫数 2 .5战斗机上 ,采用超音风扇推进系统可以使飞机起飞重量减轻 2 %。     

齿轮传动涡轮风扇（GTF）发动机先进技术综述

齿轮传动涡轮风扇（GTF）发动机采用的1套齿轮减速机构,在保证低压涡轮高速旋转的同时,能使风扇以理想的低速旋转,从而降低了发动机的噪声与油耗。概括性地介绍和分析了PW公司GTF发动机的研制背景、设计特点与采用的新技术。     

多变量推进系统数学模型中的矢量空间及其分解

用矢量空间上最优化概念分析一般的燃气涡轮推进系统计算机数学模型中的平衡技术,研究了有普遍意义的多变量推进系统稳态方程组及相应数模系统的变量分类问题。将可被引入多变量、多轴、多函道推进系统数模,参与制定主调节计划的数十个发动机主变量分为三类。为建立多变量推进系统总体数模,并在系统性能分析中灵活使用各种可能的调节计划,提供了一定基础理论。简介了在超音通流风扇变循环推进系统研究中的应用。     

轴向叶片式混合涡轮发动机方案

轴向叶片式混合涡轮发动机就是用轴向叶片式狄塞尔循环发动机代替大涵道比涡扇发动机中的轴流叶轮机械（如压气机和涡轮）,而保留风扇部件的1种发动机,如图1所示。该混合发动机中的压缩机、膨胀机和风扇安装在1根轴上,能作为独立单元拆卸,便于更换和维修。     

小流量涡轮风扇发动机高空模拟试验技术研究

介绍了FWSxx型发动机设计定型高空模拟试验中出现的问题和分析研究结果。针对出现的问题采用了多项试验技术措施和技术方法，有效地解决了试验中的技术难题；并根据涡轮风扇发动机高空模拟试验的特点，指出了SB101高空台对涡轮风扇发动机进行低空（≤2km）模拟中存在的问题，对存在的问题提出了技术改造方案。     

涡轮风扇发动机飞机性能换算方法研究

利用因次分析的方法，推导出了涡轮风扇发动机的换算系数，由此得出了涡轮风扇发动机飞机性能换算的基本准则及换算参数，即涡轮风扇发动机飞机的运动相似条件，并给出了部分换算公式。以此为基础，可以将实际条件上得到的涡轮风扇发动机飞机的性能参数换算例到标准条件。经某型收音机的试飞证明，该换算方法正确，结果可靠，完全能够为收音机定型及性能比较提供依据。     

变循环发动机组合变几何调节方案

基于面向对象的设计思想,设计出了一个双涵道变循环发动机(VCE)的性能计算模型,并选取了双涵道VCE具有代表性的典型工作点,进行了双涵道VCE的组合变几何调节的相关研究.结果表明:在双涵道VCE的亚声速巡航和超声速巡航工作点,合理调节风扇导流叶片角度可以更大程度发挥双涵道VCE性能优势;在亚声速巡航工作点时选取的方案4和超声速巡航工作点时选取的方案4均比双涵道VCE设计点的变几何调节方案性能更优.     

涡扇发动机超声速进气道实时数学模型

利用流场计算结果建立了反映飞行马赫数、攻角、斜板角度和风扇进口静压影响的超声速进气道多维实时数学模型。综合该进气道模型、某型涡扇发动机实时数学模型和实时喷管模型，建立了实时的推进系统数学模型。利用此模型研究了飞行马赫数、攻角、斜板角度和出口反压对涡扇发动机工作参数的影响。结果表明，该模型准确度高，实时性好，可完成推进系统的动静态过程仿真计算；并可用于进气道与发动机的匹配以及超声速进气道控制研究。     

涡扇发动机低压部件通流耦合计算

为了研究各部件匹配与过渡段几何参数对发动机总体性能的影响,针对某涡扇发动机风扇、低压涡轮、内外涵道、掺混段和尾喷管等部件,基于周向平均Navier-St okes通流控制方程,采用时间推进有限体积法进行了部件耦合计算求解,将沿程各部件性能计算参数与试验做了对比,结果表明:在设计状态下发动机沿程各截面计算特征参数与试验值最大误差不超过5.0%,说明该通流耦合计算方法能够快速预估发动机总体性能,完善各部件匹配关系,在发动机总体设计初期有一定工程应用价值。     

用于超声速民机的变循环发动机研究进展

虽然自"协和"式民机退出蓝天后,在役民机止步于高亚声速,但是研究人员追寻超声速民用运输的脚步却从未停止,并且自第1代超声速民机以后,对超声速民机的研究就从未脱离过变循环发动机的技术探索。叙述了国外超声速民机用变循环发动机的发展历程,着重介绍了美国超声速巡航研究(SCR)计划、美国高速研究(HSR)计划、欧洲超声速研究(ESRP)计划、日本高超声速运输机推进系统研究(HYPR)计划、美国商业超声速(CST)计划下的变循环发动机研制情况,总结了各计划下变循环发动机的结构特点、性能优势及发展目标,论述了进/发匹配、低噪声、低排放等超声速民机用变循环发动机的关键技术及研究进展,为中国超声速民机用变循环发动机的发展提供一定的参考。     

涡扇发动机可变几何参数调节对性能影响的分析

对于混合排气加力涡扇发动机可变几何参数调节对其性能的影响进行了分析研究, 结果表明在超声速飞行条件下调节几何参数对于改善性能有显着效果。      

变循环发动机部件级建模技术

以双外涵变循环发动机为研究对象,建立了其整机部件级稳态及动态数学模型,建模过程中考虑了导叶角和导向器面积变化对压气机和涡轮部件特性的影响,考虑了模式选择活门面积变化对副外涵进口空气流量的影响,所建立的模型能够执行变循环发动机2种典型工作模式:稳态及模式切换过渡态仿真.仿真结果表明:随着模式选择活门逐渐关闭,前段风扇喘振裕度显著减小;双涵工作模式下发动机耗油率低,适用于亚声速巡航飞行;单涵工作模式下发动机单位推力高,适用于超声速巡航飞行.      

航空发动机风扇叶片硬物冲击损伤特征

通过对国内近20年民用航空发动机风扇叶片外物损伤数据调研与统计分析，筛选最具典型特征的硬物冲击损伤数据，依据发动机维修手册对风扇叶片损伤类型特征进行了分类，研究损伤类型与发动机类型的相关性和差异性、损伤发生位置特征、损伤尺寸特征等内容.分析结果表明:发动机风扇叶片硬物冲击损伤类型表现出多样化特征，其中缺口和凹坑两类损伤类型发生概率较大，而且不同损伤类型在特定发动机型号中又存在一定的差异性.通过对损伤位置与尺寸特征的分析，表明风扇叶片的损伤位置存在一定的集簇统计规律，缺口的损伤尺寸特性存在一定的统计分布规律.研究结果能够为航空发动机风扇叶片实际的维护维修工作提供相关技术参考.      

超燃冲压发动机性能初步研究

介绍了北京动力机械研究所进行的超燃冲压发动机初步研究。该方面研究包括超声速燃烧初步试验研究、双模态超燃冲压发动机燃烧室计算模拟和试验研究、高超声速进气道研究、超燃冲压发动机模型自由射流试验研究,获得了良好的高超声速进气道和超燃冲压发动机的工作性能。     

叶轮机通流计算的时间推进方法

本文首次将时间推进思想应用于通流计算,采用四级龙格-库塔方法求解,根本上解决了目前出现的轴向流动跨音高负荷叶轮机设计困难,初步工作取得了较好结果。作者们预期,时间推进通流计算方法还将弥补现有许多通流计算方法的不足,将在工程设计中发挥更大作用。