航空发动机百年精华回眸

涡喷发动机的出现实现了超音速飞行,使飞机性能产生了质的飞跃;低涵道比涡扇发动机的高推力和低油耗特性改变了航空业的面貌;高涵道比和高推重比发动机使飞机的发展达到新高潮。这些发动机的发展都基于新技术的进展     

某型飞机进气道对发动机性能和台架点的影响

对某双转子涡喷发动机装与不装飞机进气道进行了台架对比实验，测量了发动机的状态参数和进口压力场。根据实验结果，分析了飞机进气道引起发动机的进气畸变和对发动机台架性能及台架点的影响，并讨论了造成变化的原因。实验结果对于正确使用该类型双转子涡喷发动机具有重要的现实意义。     

涡轮喷气发动机在高空台上的排气反压模拟试验技术

介绍涡轮喷气发动机在高空模拟试车台上的排气反压模拟试验技术，并详述了提高涡喷发动机高空模拟高度的若干措施。利用这些试验技术，已成功地进行了数百次涡喷发动机高空模拟试验。     

某型涡喷发动机断接加力故障探究

依据某型涡喷发动机断接加力过程中出现的故障现象,结合飞机与涡喷发动机特性,分析该型涡喷发动机断接加力故障产生的原因,阐述了涡喷发动机断接加力问题的解决方法,对发动机的调试、飞行具有很好指导作用。     

舰载作战飞机发动机的研制道路

舰载作战飞机发动机已经走过了60多年的发展历程,成功地实现了由涡喷发动机向涡扇发动机的转变。研究了国外舰载作战飞机发动机的发展,归纳了其研制道路。     

弹用涡喷发动机振动故障诊断技术探讨

简要地论述了弹道涡喷发动机振动故障诊断的理论基础，介绍了弹用涡喷发动机振动故障的一些特点，设计一套弹用涡喷发动机振动故障诊断系统，探讨了弹用涡喷发动机振动故障诊断的方法。     

某型飞机进气道与发动机地面匹配实验研究

通过某型飞机进气道与某型涡喷发动机匹配的地面台架试验,用40点总压和20支周向安装的三孔针组成的测量环获得了进气道出口截面总压的分布和周向气流速度分布。计算了稳态压力周向与径向畸变,获得了它们随发动机进气流量的变化规律。发现了进气道出口的旋流与对涡,并对其形成的原因做了初步分析。测量了发动机主要性能参数如推力、排气温度等在安装飞机进气道后的变化,并分析了引起变化的原因。      

微型涡喷发动机总体综合设计应用研究

微型涡喷发动机总体设计目前还没有较为详细的设计准则和方法。本文应用涡轮发动机的尺寸和重量设计与评估方法,对9~80 kg 级的多台微型涡喷发动机进行总体综合设计并与其发动机数据进行对比评估;建立微型涡喷发动机综合设计数据库,提炼微型涡喷发动机综合设计准则,利用该准则进行16 kg 级微型涡喷发动机的总体综合设计。结果表明：应用微型涡喷发动机总体综合设计方法得到的设计准则可靠性高,能够对微型涡喷发动机进行总体方案设计。     

俄罗斯“喷气发动机之父”留里卡及俄第一台喷气发动机的研制历程(下)

研制出更先进的发动机留里卡面临的还有2倍和3信的音速。到1950年前，设计局实际上处于“起飞”阶段，但也制造出了新型的发动机TP－2、TP－3、TP－5和AJI－5型发动机，其中TP－5发动机是双路式涡喷发动机，同时，AJI－5发动机虽拥有优越的性能，但与飞机不配套。在研制AJI－5发动机时也冒着巨大的风险，有人威胁他说这一发动机不实用，要关闭他的工厂和设计局，甚至要把他投进监狱。实际上，这一发动机是超时代的，计划用于超音速飞机。直至他去世的前几年，他还时常提起自己的AJI－5发动机。当时他之所以在这种困难的条件下生存下…     

发动机排气系统红外辐射数值计算研究

发动机排气系统是飞机红外辐射的重要辐射源。通过将排气系统的流场计算模型、气体的红外辐射指数宽谱带模型(EWBM)和辐射传输方程(RTE)结合起来,发展了一种发动机排气系统红外辐射特性估算方法,并开发了相关程序。通过算例将计算结果与试验测量结果进行比较,验证了该方法在排气系统红外辐射特性数值计算与分析方面的可行性和有效性。     

涡扇发动机引射喷管的红外辐射特性数值研究

红外隐身技术对提高未来战机战场生存力具有重要意义,发动机排气系统是飞机后半球的主要红外辐射源。为了研究涡扇发动机引射喷管的红外辐射特性,结合引射喷管的CFD计算,采用离散传递法计算红外辐射强度,研究了普通引射喷管以及带5°下倾角的引射喷管后半球3～5μm以及8～14μm波段的红外辐射强度空间分布规律,并与相似尺寸的涡扇/涡喷发动机收缩喷管进行比较。结果表明：在探测角度较大时,涡扇发动机引射喷管的红外辐射强度较收缩喷管小20%左右;引射喷管结构上的非对称性导致红外辐射强度角向分布也呈现非对称性特征;8～14μm波段与3～5μm波段的红外辐射空间分布规律基本相同,但辐射能量小40%左右。     

赛峰直升机发动机维修概览

法国赛峰直升机发动机公司（原透博梅卡公司）作为世界知名的小型和中型涡喷和涡轴发动机制造商，自1938年成立以来已生产了72000多台发动机，其中20多款发动机已装备于全球多种型号的固定翼飞机、直升机、导弹、舰船和陆上平台，在航空维修领域也有其自身独到的建树。     

一种桨尖暖喷微型动力系统的设计与实现

桨尖喷气直升机具有结构简单、空机重量轻的特点。桨尖喷气可分为冷喷,暖喷和热喷三种循环形式。针对用于驱动桨尖喷气旋翼机的微型暖喷混合排气发动机的设计与改造的研究工作,将原微型涡喷发动机作为燃气发生器,在其之后增加混排改造部件。按照原微型涡喷发动机和新构型的混合暖喷发动机的构型分别进行简化假设,并进行热力计算。根据混排发动机各截面参数及约束条件进行各部件设计,完成了混排发动机全部设计和制造后,初步测试表明：发动机可以很好满足桨尖喷气旋翼系统对于材料温度的要求,同时在相同耗油率的情况下,流量明显增加,达到了提高桨尖喷气热效率的目的。     

弹用涡喷发动机燃烧室出口温度场试验与分析

介绍了弹用涡喷发动机燃烧室部件试验，对试验结果进行了全面的分析，指出燃烧室模拟试验与发动机实际工况之间的差别，产生差别的原因以及试验修正的方法。通过试验数据的分析与处理给出了某弹用涡喷发动机燃烧室出口向温度分布、出口温度场和无因次温度场，分析结论可用于弹用涡喷发动机燃烧室出口温度场预测和涡轮导向器叶片热设计。     

涡喷发动机可靠性增长试验方案的设计

根据对产品可靠性的最低可接收值与幂律模型的可行性增长管理公式、可行性增长管理策略，推导了涡喷发动机可靠性增长试验所需的台数公式，参照某些涡喷发动机的试验数据及上述公式，给出了某B－2型涡喷发动机的可靠性增长试验方案及其理想增长曲线。     

某型弹用涡喷发动机启动加速控制规律设计

为满足某弹用涡喷发动机大空域风车启动加速要求，分析了发动机控制系统原控制方案的局限性，通过引入新的控制输入参数提出了新的控制方案，进行了涡喷发动机新方案控制规律研究和设计。通过地面台架与高空模拟台验证试验结果表明，新方案控制规律满足发动机大空域风车启动加速要求，新控制方案是切实可行的，某涡喷发动机数字电子控制系统控制规律设计一次成功。     

某型弹用涡喷发动机安装性能分析

在分析S形进气道的总压损失以及进气道，喷管／后体外部阻力计算方法的基础上，建立了针对某型号导弹涡喷发动机的安装性能的计算程序，并结合实际飞行条件，对用户附加引气，功率输出，进气道，喷管安装和环境温度对该发动机性能的影响进行了计算，结果表明，引气和提取功率影响不大，而进气道总压损失和进、排气系统的外部阻力有重要影响，环境温度有一定影响；而且由于弹用涡喷发动机的推力比较小，必须考虑安装性能计算，以便准确判断每一种安装因素所造成的性能损失，为设计和使用方提供理论指导依据。     

涡喷式发动机尾焰红外辐射计算模型研究

根据射流场红外辐射理论,分别建立了轴对称和二元矩形喷管涡喷航空发动机尾焰在任一视线的辐亮度计算模型,利用该模型可对军用喷气式发动机尾焰外辐射进行计算评估,经测量验证,本模型计算结果与测量结果具有较好的一致性。     

MBDA加快“长矛”与“流星”导弹的研制

在今年的范堡罗航展上，欧洲导弹制造商MBDA首次展示用于F-35的“长矛”（Spear）新一代空面导弹的全尺寸模型。MBDA公司透露．这种导弹长约2m，以涡喷发动机为动力，配有折叠弹翼．能以高亚声速飞行．     

三维并联式TBCC发动机排气系统设计与实验

为实现三维并联式TBCC排气系统的设计,利用基于二维最大推力理论的密切法设计了圆转矩变截面非对称冲压发动机喷管,并在冲压发动机喷管上壁面为三维曲面的条件下,利用转动加滑动共用面的调节方式实现了涡喷发动机喷管的内型面设计及其喉道面积的调节,从而完成了排气系统设计。随后对设计结果进行了冷流实验验证。结果表明,这种排气系统设计方法具有可行性。在冲压单独工作状态,壁面压力分布的数值计算与实验结果吻合较好,相对方均根偏差低于10.8%;在涡喷单独工作状态及共同工作状态,上壁面压力在激波附面层干扰区域内偏差较大,最大相对偏差可达30.6%。但壁面压力分布的数值计算与实验结果的整体变化趋势一致。