二元曲面可调进气道流量系数精确预测方法

为了满足二元曲面可调进气道模态转换马赫数范围(来流马赫数为2.2~3.2)的流量要求,针对唇口平移、转动和转动+平移三种调节方案,基于理论分析和基准进气道的流场,提出了一种流量系数精确预测方法,并通过数值计算进行验证且获得了进气道的总体性能。结果表明:调节后的进气道流量系数与预测值完全相等,而且无需多次试算,符合设计预期,可拓展应用于轴对称进气道。相对基准进气道,唇口前移时流量系数和压缩效率同时增加,来流马赫数为2.5时出口总压恢复系数相等而增压比增加了14.6%;在降低相同流量系数条件下,后移唇口使得增压比和压缩效率均降低,来流马赫数为2.5时出口总压恢复系数基本相等而增压比减小了12.9%,转动唇口使增压比进一步减小了9.1%,唇口后移方案性能更优。      

平底翼柱型药柱燃烧规律的研究

对平底翼柱型药柱进行了研究,推导了平底翼柱型药柱燃烧面积公式,运用MATLAB编程计算,得到了药柱燃烧面积变化率与设计参数的关系图,分析总结了平底翼柱型药柱的燃烧规律。计算结果表明,翼槽数为8,长径比为1.7时,更接近恒面燃烧;当翼槽倾角α∈(0,5π/48),β∈(0,π/3)时,药柱燃烧过程呈现先增面后减面的特性;以药柱外径为基准,当设计参数翼顶缘相对半径r∈(0.36,0.71),翼槽相对深度H∈(0.17,0.375),开槽相对厚度T∈(0,0.036),药柱呈现先增面后减面燃烧;当设计参数r、H、T在给定范围外时,药柱燃烧呈单增面性或者单减面性。算例证明,燃烧面积计算公式正确,燃烧规律符合实际。     

《航空发动机》征稿简则

1本刊简介《航空发动机》是由中国航空发动机集团有限公司主管、沈阳发动机研究所主办的科技期刊,定位为行业性、专业化和技术类期刊。办刊宗旨是以及时报道航空发动机与燃气轮机设计、试验、材料、制造、管理等方面的新技术和新成果为重点,宣传科技方针,推广科研成果,开展技术交流,传播科技信息,为航空发动机事业发展和航空工业振兴服务。     

弹丸速度对超爆轰冲压加速器性能影响

为研究超爆轰模态冲压加速器的推进性能，采用混合的Roe/HLL（Harten, Lax, Van Leer）格式，结合自适应网格加密技术(AMR )与沉浸边界法(IBM )，数值模拟了弹丸速度高于预混可燃气体C-J爆速的冲压加速器流场，揭示了弹丸速度对流场结构与推力的影响。结果表明当弹丸速度在一定范围时，斜爆轰波可驻定在弹丸肩部或头部，在弹丸尾部形成高压区加速弹丸，并且，斜爆轰波驻定在弹丸头部推力更高，稳定工作的速度范围 更宽 。     

涡轴发动机发展与技术趋势

首先,对美国20世纪70年代以来各时期涡轴发动机发展规划及其性能演变过程进行了梳理,并分析了不同循环类型及循环参数的选择,进行了性能统计分析。然后,介绍了直升机/发动机一体化设计理论的基础与方法。最后本文提出新一代超低排放涡轴发动机的概念,指出降低总耗油量的同时提高功重比,才能实现超低排放。     

燃烧条件下火焰筒温度及噪声载荷特性实验研究

航空发动机燃烧室内部高温、气动及噪声等复杂载荷环境是导致火焰筒结构产生裂纹的主要因素之一，掌握火焰筒结构表面载荷特性及其与燃烧参数之间的关系，对于其强度评估非常重要。本文依据某型发动机真实构型设计了典型火焰筒试验件，搭建了模拟燃烧试验平台，发展了热电偶/示温漆组合测温和基于波导管的噪声测试方法，获得了不同燃烧状态下火焰筒表面的温度与噪声载荷分布特征，通过对比试验给出了进口温度、流量、供油量等参数对结构载荷的影响规律。结果表明，火焰筒表面噪声总声压级峰值超过150d B，总声压级、频率特性及分布特征与燃烧状态和结构振动特性等因素相关。     

采用不同建表方法的火焰面模型在燃烧室中的应用研究

为加深对航空发动机燃烧室中湍流燃烧过程的理解,采用不同建表方法的火焰面模型对航空发动机模型燃烧室内的湍流燃烧过程进行数值模拟,包括层流火焰面数据库的构建和反应进度变量的PDF类型两个方面。其中,层流火焰面数据库的构造方法包括基于扩散火焰的FPV和基于预混火焰的FGM模型,反应进度变量的PDF类型包括δ和β分布。LISA和KHRT模型分别用于模拟液膜和液滴的破碎过程,非平衡Langmuir-Knudsen模型用于模拟液滴的蒸发过程。LISA模型得到的液膜破碎距离约为4.6mm,液滴直径在文氏管出口下游迅速减小到10μm左右,并在头部出口下游附近完全蒸发。通过与相干反斯托克斯喇曼散射(CARS)和可调谐二极管激光吸收光谱(TDLAS)测量温度的对比,验证了FPV和FGM模型的精度,并表明在流动变化较大的位置FPV模型具有更高的精度,而其他位置FGM模型具有更高的精度,采用β分布作为反应进度变量PDF的模型,可以有效提高温度的预测进度,而且主燃区内的误差基本都在5%以内。此外采用β分布作为反应进度变量PDF的FGM模型,可以更好地描述未燃混合物被回流燃气点火的过程,而且反应进度变量的PDF类型比层流火焰面数据库构建方法的影响更为显著。     

发动机喷流对飞行器底部流动影响数值模拟

针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法，与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比，验证了本文建立的三维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验值进行比较，分析了两种方法结果的差异。采用热喷方法对来流马赫数 2.5 ，不同飞行高度及喷管进口总压开展计算，研究飞行高度及喷管进口总压对发动机喷流及底部流场的影响。结果表明，保持飞行高度、来流马赫数不变，喷管进口总压增加，底部压力系数逐渐提高。燃气质量浓度最大值位于底部空腔的壁面处，且保持一个恒定值。保持喷管进口总压、来流马赫数不变，飞行高度增加，喷流高速区向后移动且中心区最大马赫数增加。在一定飞行高度下，底部压力系数由负转正，即飞行器底部会出现正推力，这对飞行器的射程会产生重要影响，需要提前评估。     

普惠庆祝雄鹰服务亚洲公司建成GTF大修能力一周年

2月11日,普惠公司庆祝其新加坡发动机中心暨雄鹰服务亚洲公司(ESA)形成PW1100G-JM齿轮涡扇发动机(GTF)衍生型号大修能力一周年。该生产线能力是普惠新加坡中心价值8500万美元现代化升级的组成部分,该中心是亚太地区的三座GTF发动机中心之一。这座经过现代化升级的设施可处理多条发动机大修生产线,满足包括PW4000系列、GP7200与GTF PW1100G-JM发动机在内的多种发动机型号需要,以及重新配置普惠雄鹰服务亚洲公司的发动机测试能力以适配GTF发动机型号所需。继2019年1月接收首台GTF PW1100G-JM衍生型号发动机进厂大修后,普惠雄鹰服务亚洲公司正按计划在完成其现代化升级后提速生产,计划今年将GTF发动机的大修数量增加一倍以上。