国外民用航空发动机低污染燃烧室的发展

由于地球大气污染加剧,低污染燃烧室的研制成为了制约民用飞机发动机发展的关键技术之一。叙述了ICAOCAEP标准对民用航空发动机污染物排放的规定,以及污染物形成机理和排放控制方法,详细介绍了美国和英国、德国等欧洲航空发动机先进国家研制的多种高效低污染燃烧室,如TAPS、TALON、TVC和ANTLE等。这几种燃烧室的污染物排放水平均比CAEP2标准规定值低50％以上,其研制、发展和使用经验,对中国低污染燃烧室的研制和发展具有重要的参考价值。     

基于设计体系的高性能多级压气机综合设计技术

综合设计技术在压气机设计中的作用极其重要.压气机设计体系建设取得了很大进步,但目前尚没有1种设计体系能够自动完成高性能多级压气机设计,为此,需要设计者在设计中掌握并能够灵活运用综合设计技术.应用综合设计技术完成2个成功设计实例:改进设计20世纪80年末期的某4级轴流压气机的第2级,使整机绝热效率提高2.4％;21世纪初期综合运用已有设计技术完成整机绝热效率达0.9的某型5级轴流压气机设计.分析表明:设计者只有掌握了综合设计技术并能够熟练运用已有的设计体系,才能够充分发挥设计体系的重大作用,从而设计出理想的高性能压气机.     

加力燃烧室热射流点火的燃油自燃规律研究

为了分析燃油在高温高速气流中自燃延迟时间与燃气流动速度、燃气温度、喷油量等的关系,通过模拟试验,开展了热射流点火的燃油在高温高速气流中自燃规律的研究,经分析得出:气流温度对自燃有明显影响,在模拟的范围内存在1个自燃温度临界点(1160 K);气流温度、气流压力的升高使自燃延迟距离和延迟时间减小;气流速度的增大使自燃延迟距离增加。研究结果为航空发动机加力燃烧室的热射流点火系统和供油系统等的设计提供初步试验依据。     

串联式涡轮冲压发动机加力/冲压燃烧室设计及流场计算

以串联式TBCC加力/冲压燃烧室为研究对象,提出包含一体化整流支板、加力内锥及长短交错的径向火焰稳定器组成的TBCC加力/冲压燃烧室方案。针对TBCC发动机加力/冲压燃烧室进行了数值模拟,获得该燃烧室在不同模态下的流场特性。计算结果显示,在涡轮工作状态和涡轮/冲压共同工作状态下,TBCC发动机加力/冲压燃烧室的总压恢复系数均在95%左右;在冲压工作状态下,其总压恢复系数在86%左右。可以满足在不同模态下加力/冲压燃烧室对总压恢复系数的要求。     

航空发动机隐身技术研究及管理工作探讨

隐身技术是提高军用飞机生存力、作战效能的有效手段。航空发动机红外隐身和雷达隐身是飞机隐身的重点和难点。在对航空发动机红外、雷达隐身技术简要分析的基础上,给出了对航空发动机隐身技术研究及管理工作的一些思考,指出了航空发动机隐身技术研究和管理应重点开展发动机隐身要求和作战效能分析,加强发动机隐身专业体系建设,梳理发动机隐身技术研究流程和路线图,注重发动机隐身技术研究配套保障条件建设等。     

先进加力燃烧室设计技术综述

叙述了航空发动机加力燃烧室的发展历程和现状,指出加力燃烧室设计技术的发展是航空发动机性能需求提升的结果;分析了先进加力燃烧室的主要工作特点和新设计要求,包括超高的内涵气流进口总温和极高的加力温度,要求加力燃烧室具有更低的流体损失、更轻的质量、良好的隐身性能等;研究了先进加力燃烧室的新结构和设计新技术,如气冷稳定器和喷油杆、加力燃烧室一体化设计技术、值班稳定器的演变、可调隔热屏冷却技术、隐身性能设计和数值模拟等;展望了变循环、超级、凹腔驻涡和脉冲爆震等多形式加力燃烧室的发展趋势。     

二元收扩喷管气动方案优化设计

为掌握二元收扩喷管气动特性和设计方法,通过数值模拟方法对采用超椭圆方程进行圆转方过渡的小宽高比二元收扩喷管进行研究。计算分析了喉道宽高比、圆转方段长度、收敛调节片长度及扩张调节片长度4个参数对二元收扩喷管气动性能的影响,通过对上述4个参数的优化得出了综合性能较优的二元收扩喷管气动方案。研究结果表明:经过适当优化,二元收扩喷管能够满足工程应用要求,同时,鉴于其在隐身和矢量推进等方面的优势,有必要对其开展更加深入地研究。     

某型航空发动机进气压力畸变试验研究

针对飞机在大攻角飞行时易引起进气道和发动机进口流场畸变的情况,对某型发动机的综合抗进气压力畸变能力进行了整机试验研究。试验采用插板式畸变模拟器研究发动机综合抗总压畸变能力,获得了各规定风扇换算转速下发动机临界畸变指数,完成了畸变条件下遭遇加速试验,发动机过渡态工作正常。结果表明:该试验方案可行、数据可靠、结果有效,该型发动机满足飞机/发动机相容性试验要求。     

航空发动机2 级风扇的数值研究

运用ANSYS CFX 11.0和home-code程序对AI222发动机风扇流路气动参数进行了3维CFD(Computational Fluid Dynamics)计算;通过3维建模,实现了风扇主要积分特性和局部参数计算。通过与风扇进行大量试验结果的对比,验证了计算结果,并找出了产生差别的原因,得到了风扇总特性以及气流径向参数的计算值与试验值的吻合度。结果表明:通过运用3维建模计算方法简化了风扇设计过程,缩短了风扇从设计到试验的时间,降低了航空发动机部件的设计成本。     

基于UG、3DVIA的航空发动机外部管路装配工艺可视化设计

为了解决发动机外部管路装配工艺设计难度大、周期长、装配工艺规程直观性差等问题,提出了利用UG、3DVIA软件进行发动机外部管路装配工艺可视化设计的方法。介绍了发动机外部管路装配工艺可视化设计的总体流程及实现方法,包括工艺模型建模、装配工艺可视化设计和装配工艺可视化输出。并针对发动机外部管路装配过程中的非常规分解、因管路结构设计变化而带来的工艺更改、管路装配应力等问题,利用可视化工艺设计方法提出了相应解决措施。应用结果表明:该方法大幅度提高了管路装配工艺设计质量与效率,形成的装配动画及3维图解能够直观地指导现场装配。