喷水射流预冷对加力燃烧室特性影响分析

为了探究采用射流预冷技术之后加力燃烧室性能，开展了不同喷嘴布置方案、喷水量和来流温度对预冷效果的影响研究。对射流预冷发动机工作过程进行了简化，建立了加力燃烧室进口前段射流预冷喷水特性计算的数学模型。同时搭建了小型试验台，通过与试验结果的比对验证了该模型的准确性，并利用该模型对射流预冷效果进行了仿真预测。结果表明：提高喷嘴数量与布置均匀性能够小幅度改善预冷效果；当来流温度不变时，射流预冷喷射腔室出口处的液态水蒸发量随着喷水量的增加而提高，但蒸发率却处于下降的趋势；当喷水量达到2%时，加力燃烧室燃烧效率对比不喷水工况会有一定的提升；喷水量达到4%以后，加力燃烧室出口温度及燃烧效率随着喷水量的提高而降低；喷水量大于8%以后，恶化了加力燃烧室（V型火焰稳定器）贫油熄火极限与燃烧效率；喷水量达到最大10%时，油气比需从原来设计工况的0.052上升到0.064才能保持稳定点火且对比不喷水时工况，加力燃烧室出口温度由1860K下降到1373K，燃烧效率由80.2%下降到69.2%。     

直升机红外抑制器两种进气方式下的实验研究

利用地面模拟试验件通过实验比较分析了两种进气方式对红外抑制器性能的影响。为了模拟直升机前飞和悬停两种状态,在模型上端开口,分别引入旋翼下洗气流和前端进气,对比分析了这两种状态下模型壁面温度和红外辐射强度的大小。结果表明:引入速度为18 m/s的旋翼下洗气流使得模型壁面内外两侧均受到冷却气膜的保护,从而使壁面温度降低了36%;同时再引入流量为0.2 kg/s的前端进气,可使红外抑制器模型在3~5μm和8~14μm的红外辐射强度分别降低为原来的11%和28%。     

旋转涡轮盘腔中等转速下内部流场分布实验

1引言航空发动机性能的不断提高使得涡轮前温度也越来越高,这就给涡轮的冷却技术提出了更高的要求。在现代航空发动机中,从压气机引出的压缩空气一部分用来冷却涡轮叶片和涡轮导向叶片,另外一部分用来冷却和密封涡轮盘,掌握涡轮盘腔冷却系统内气流的运动规律是对航空发动机高温     

射流预冷试验用温度探针的设计与测试

针对航空发动机射流预冷试验中气流温度难以测量的问题，设计了1 种温度探针，并提出了测温方法，给出了计算气流 总温的修正公式。在射流预冷试验台上开展了试验验证，该试验台具有加温、喷射冷却水、使用温度探针测量喷水后混合气流温度 的能力。测温试验结果表明：除临近机匣内壁面的测点外，当水气比小于5.5％时，温度探针的测点不遇水。为验证测量方法的准确 性，在不同水气比条件下对测量结果与数值模拟结果的偏差进行了比较，并针对截面平均总温的偏差建立拟合曲线。比较结果表 明：当水气比在3％以下时，测试结果与模拟结果基本吻合，证明了本测试方法具有可行性。     

凝聚式过滤器的开发与设计

着重介绍了凝聚式过滤器的开发、设计及与空气压缩机厂原有产品在性能上是有区别的。新的凝聚式过滤器实现了对压缩空气进行切向进气，用丝网除沫器和精滤芯等代替原有的陶瓷管堆积过滤和毛毡缠绕过滤法。在过滤精度，气流均匀性阻力特性等性能上有一定优势，且成本低、数命长，经济实用。     

航空发动机进气畸变诱导叶片振动的研究

介绍了进气畸变导致的叶片振动响应的一般分析方法 ,讨论了引起叶片振动响应的周向总压畸变导致的激振力谐波的计算方法 ,并结合某型发动机叶片试验结果和计算结果进行对比 ,对叶片在周向总压进气畸变条件下的振动响应进行了分析和讨论     

进气压力畸变对某三级风扇流场的影响

介绍了在某三级风扇上进行的固定式插板畸变试验，并详细分析了进气压力畸变对进、出口稳态压力和温度的影响。同时，采用频域和幅值域分析方法对脉动压力进行了分析，给出了脉动压力功率谱密度、幅值概率密度和自相关、互相关分析。     

亚声速部分进气涡轮数值模拟及优化设计

基于SST湍流模型,通过求解雷诺平均的Navier-Stokes方程组,对某亚声速、部分进气形式涡轮全流场进行三维粘性定常仿真计算。共计算了4种模型,分别包含不同的损失通道,获取了涡轮部件各通道的具体损失量值。计算结果表明:原涡轮叶片通道损失、泄漏损失、部分进气损失基本处于较低水平。涡轮进排气结构性能差,内部流动混乱,存在大量分离涡,对涡轮效率影响很大,具有较大提升空间。通过涡轮进气和排气结构的优化改进,采用切向进气和切向排气的变截面蜗壳形式结构,三维仿真结果表明:优化后涡轮部件效率从0. 675提高至0. 706,增加了4. 59%,且涡轮轴向尺寸大幅度缩减。     

APU进气系统安装典型设计细节的研究

辅助动力装置(Auxiliary Power Unit,以下简称APU)是民用飞机的重要系统,其安装设计对于APU 的功能、性能、安全性、可靠性、可维修性等具有很大的影响。重点研究APU 的进气系统安装设计,对设计细节导致的典型问题进行分析,并给出推荐性解决方案,对于民机APU 的安装设计具有一定的指导作用和实用价值。     

辅助动力装置系统进气风门位置控制设计与研究

辅助动力装置系统进气风门位置控制子系统用于地面和空中控制辅助动力装置进气风门的打开和关闭,通常由控制器,作动机构(电动作动器和连杆机构)组成。辅助动力装置系统进气风门位置控制子系统的设计是辅助动力装置控制系统设计的一部分,和辅助动力装置进气风门设计、进气风门气动载荷计算分析及辅助动力装置进气道设计同步进行,相互影响。对某型飞机的辅助动力装置系统进气风门位置控制设计方案进行了介绍,该风门位置控制采用单独的风门控制器,降低了辅助动力装置FADEC(Full Authority Digital Electrical Controller,全权限数字电子控制器,简称FADEC)软硬件设计复杂度,简化了接口设计;并且设计了一种新型辅助动力装置系统进气风门作动机构,该作动机构安装/拆卸方便,可达性好;具有力矩放大功能,且该机构可调节,能输出不同大小的力矩。该进气风门位置控制子系统经过型号验证,对后续型号研制具有较强的指导性。