涡轴发动机技术参数与发展趋势评估

为了给先进涡轴发动机总体性能设计和尺寸与重量计算提供技术参数选择依据,本文收集10台一至四代国外典型的涡轴发动机技术参数,建立总体性能计算和尺寸与重量联合计算的涡轴发动机技术参数评估模型并开发计算程序,利用计算程序对收集的技术参数进行评估,获得涡轴发动机技术参数的水平和发展趋势,并预测下一代先进涡轴发动机的技术参数;以技术参数发展趋势为基础,研究各部件主要的气动、结构、强度、材料参数变化对涡轴发动机性能的影响。获得的涡轴发动机技术参数发展规律及其对发动机性能参数的影响,为先进涡轴发动机总体设计提供了依据。     

TTCAN总线的节点设计

针对某燃气涡轮发动机发生的GH4169合金螺栓断裂故障,通过对故障螺栓进行断口宏微观观察、化学成分分析、硬度检测和金相组织分析,以及对未发生断裂失效的螺栓和螺母进行检查与分析,确定了该燃气涡轮发动机螺栓断裂性质为镉脆断裂;与螺母表面的镀镉层紧密接触、受到拉应力的作用以及工作温度较高,是导致螺栓发生镉脆断裂的主要原因。为此,提出了在涡轮后机匣连接部位选用GH4169合金螺母,并在发动机热端零部件连接件中避免使用镀镉层进行表面防护等建议,可供排除类似故障时借鉴。     

基于DSP的航空发动机分布式控制

在航空发动机分布式控制系统的研究过程中,为保证系统的可靠性,对通讯总线的实时性和确定性提出了更高的要求。在现有航空发动机分布式控制系统CAN总线的研究成果基础上,提出将时间触发TTCAN总线应用于发动机分布式控制通讯总线的设想。针对航空发动机分布式控制系统平台讨论了TTCAN总线可行的通讯方案,给出TTCAN网络节点详细软件和硬件设计,并建立了通信试验平台。试验结果表明:TTCAN总线对于航空发动机分布式控制系统而言具有良好应用前景。     

水下喷雾发动机非设计点性能分析

针对水下喷雾发动机非设计工况下运行特性,建立数学模型并开展数值模拟研究,分析了航行体速度及环境压力对发动机性能的影响等,以期全面了解发动机特性,为其设计工作奠定理论基础。计算结果表明:当发动机应用于航行速度大于发动机设计速度的航行体时,需增大通入气体质量流率,但发动机推力略有减小,推进效率增大;环境压力大于发动机设计工况时,需减小气体质量流率,同时发动机推力及推进效率均减小。通过反馈控制调节气体质量流率及压力,可使发动机动力输出满足航行体一定速度范围内航行的推力需求。      

自适应循环发动机不同工作模式稳态特性研究

针对自适应循环发动机(ACE)的一种布局形式,利用所建立的部件级性能仿真模型,对其多种工作模式下典型工作点的匹配机理及工作特性进行仿真和分析。研究结果表明,节流比TR选择对地面起飞推重比和高空高速性能均产生较大影响;可变Flade风扇的出现使得发动机从不加力向加力模式转变时可采用固定的喷口喉道面积;通过多个可调几何的协同调节,ACE发动机循环模式的选择具有更多的灵活性,总涵道比的变化幅度更大(0.28～1.43,地面起飞工作点);相同的推力水平下,与单涵模式相比,三涵模式的单位耗油率在亚声巡航工作点(H=11km,Ma=0.8)大约降低9.1%,在超声巡航工作点(H=11km,Ma=1.5)大约降低2.3%。     

局部进气条件下空气涡轮火箭发动机掺混燃烧研究

为揭示空气涡轮火箭发动机燃烧室中富燃燃气与空气在涡轮局部进气条件下的混合增强机制和燃烧反应机理,对富燃燃气与空气的湍流混合及燃烧过程进行了数值模拟,并结合试验结果定量分析了两类燃烧组织方案的掺混和燃烧效率。研究结果表明:涡轮局部进气条件下波瓣混流器强化掺混的主导因素是大尺度流向涡的对流型混合,涡轮局部进气对涡系的初始空间分布及涡量强度具有显著影响,其对下游掺混质量的影响与波瓣型面相关;肼分解燃气与空气的燃烧是一种分支链锁反应,其主要反应历程是氢气的氧化反应和氨气的分解,热混合效率可作为掺混燃烧效率预测的重要参考量。      

涡流冷却推力室燃烧效率分析

为了分析喷注器对涡流冷却推力室燃烧效率的影响,开展了2kN气氢/气氧涡流冷却推力室的设计、仿真与试验研究,设计加工了三种不同喷嘴分布直径的氢喷注面板,在试验过程中测量了推力、燃烧室圆筒段内壁面温度、内壁面压力等参数,利用热力计算、流场仿真与试验测量结果对涡流冷却推力室燃烧效率进行了分析。结果表明,在所分析的三种喷注面板中,喷嘴分布半径最大的推力室燃烧效率最高,为97.6%。同时开展了透明燃烧室的试验研究,高温火焰在燃烧室圆筒段59.5％半径以内区域,验证了内外涡流结构的存在。仿真结果表明,氢喷嘴分布直径影响燃烧区域的分布,从而影响燃烧效率。      

航空发动机故障诊断系统性能评价与仿真验证

航空发动机故障诊断系统对提高发动机安全性和可靠性具有重要的意义,其性能评价指标包括故障检测率、故障定位率、虚警率等.为此,基于混合卡尔曼滤波器组诊断原理,针对民用航空发动机常见的四种故障搭建了发动机故障诊断系统.采用蒙特卡罗仿真方法,对故障诊断系统在发动机健康和性能退化两种情形下的性能评价指标进行了仿真验证.仿真结果表明,两种情形下诊断系统均满足发动机故障检测率98％以上、故障定位率90％以上、虚警率不大于1％的工程应用需求.     

日本火箭发动机喷管用C/ C 复合材料

介绍了C/C复合材料在日本固体火箭发动机喷管的应用情况,主要包括卫星远地点助推发动机用螺旋形状碳布铺层的2D-C/C扩张段、固体助推器及固体运载用3D-C/C喉衬.2D-C/C扩张段采用黏胶丝基碳纤维成型,M-V固体运载一级发动机C/C喉衬采用碳纤维三向正交圆筒编织结构,热等静压-石墨化致密,外径Ф1100 mm,密度达1.95 g/cm3.C/C复合材料在固体及液体火箭发动机喷管延伸出口锥的应用是未来的发展方向.     

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.