涡轮发动机聚氧减重探索

本文在聚氧提高航机部件性能，总体性能的研究基础上，进一步探索航空发动机聚氧减重的规律，提供聚氧缩短压气机、燃烧室、涡轮轴向尺寸、减少发动机直径、减轻上述核心机部件和发动机总重量的理论依据，可供航机预研参考。     

机动飞机／发动机设计参数的一体化选择

发展了一种机动飞机／发动机设计参数的一体化选择方法和软件。根据机动飞机的飞行任务要求，确定设计目标和约束，其中包括飞机性能约束和发动机部件设计约束，并以此对飞机的主要设计参数和发动机循环参数进行一体化优选。该软件由飞机几何、飞机质量、飞机气动性能、发动机非安装和安装性能、发动机质量和外廓尺寸、飞机性能、优化等模块组成。此软件已应用于已有机动飞机／发动机的改型方案论证和未来高机动飞机／发动机方案的分析研究，本文给出部分计算实例。使用此软件的经验表明，计算结果合理，计算精度和所需时间适合于飞机／发动机系统方案论证和初步设计。     

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。     

小功率电弧等离子体发动机试验及性能分析

电弧等离子体发动机（Arcjet）因其高比冲、高推力／功率比等特点成为当前国际上电火箭研究和应用的热点。介绍了小功率Arcjet实验研究系统的主要组成，分析了实验方案，对4种不同结构尺寸的发动机进行了性能实验，给出初步的工作性能参数及实验结果分析，实验结果表明小喷管喉和戏及氮作为推进剂的发动机性能较好。所得结论对小功率Arcjet发动机的优化设计具有参考价值。     

近地点变轨发动机高空喷管性能预示研究

对长征－2E火箭近地点变轨发动机EPKM高空喷管的地面性能和高空性能进行了预示。在喷管跨声速区，气相采用显式MacCormack差分格式、颗粒相采用特征线法，而在喷管超声速区采用特征线法，数值求解轴对称二维无粘两相流动模型。结合喷管内的气流分离准则预测发动机地面工作时的性能，同时根据地面试验数据外推发动机的高空性能，与实测性能数据比较，平均推力相对误差约为5.6%和1.5%左右；而直接对发动机高空工作时的满流状态喷管进行数值模拟所得的发动机平均推力与实测性能数据比较相对误差约为1.7％左右。研究表明，所采用的流动模型、气流分离准则和数值方法对高空喷管不同工况下的性能进行工程预示是有效的。     

基于模糊神经网络的涡扇发动机加速控制

采用模糊神经网络对某型涡扇发动机加速过程进行自适应控制，为了进一步提高系统性能，采用遗传算法和BP算法相结合的方式，对系统分别进行了离线和在线优化。仿真结果表明，设计的模糊神经网络控制器具有良好的性能。     

固体火箭发动机喉径变化辨识

根据发动机实验得到的燃烧室压强和发动机推力随时间变化数据，考虑了三氧化二铝沉积、消融和喉衬材料烧蚀，建立了喉径变化模型，并用辨识技术得到了喉径变化规律，为发动机性能计算提供了必要的数据，大大提高了性能计算的精度。     

固体火箭发动机试验架性能试验方法

在总结固体火箭发动机试验架的设计、性能试验与使用的基础上，介绍了试验架的静态性能及动态性能试验系统的组成、技术要求、操作程序和数据处理方法。作为非标准机械设备的试验架，是固体火箭发机静止试验中推力测试的主要误差源，控制这一环节，为提高固体火箭发机推力测试的准确性提供了保证。     

二元喷管对发动机性能影响的实验研究

用涡喷-6发动机，在地面台架上对二元收敛喷管和轴对称收敛喷管进行了发动机性能的对比试验，研究了二元喷管的气动特性和喷口面积的影响。结果表明，二元喷管对发动机推力和耗油率影响不大，在发动机最大状态，二元喷管推力约比轴对称喷管小1．0％，耗油率增加约0．7％。     

航空发动机用热障涂层的发展

介绍了航空发动机用热障涂层的组成和性能，讨论了热障涂层的等离子喷涂和电子束蒸发物理气相沉积工艺、寿命预测模型及不断扩大的应用范围。     

航空发动机全流程因次分析和涡轮的故障诊断

分析了涡轮喷气发动机，当压气机和涡轮子共同工作时，沿流道各部件气动参数的变化。对涡轮喷气发动机性能设计和可靠性改进，有一定参考价值。     

基于遗传算法的发动机性能监控与故障诊断

利用综合加权法计算表征发动机整体性能的综合指数时，各参数的权系数难于确定。利用遗传算法确定各参数的权系数，使所得到的综合指数值比采用专家调查法所得综合指数值更能灵敏、准确地反映发动机整体性能的变化情况，提高了发动机性能正常与否的识别率，并以此来发现发动机潜在早期故障，防止故障的扩大。通过对某涡扇发动机进行监控，证明该方法确实有效。     

热传递对涡轮发动机瞬态性能影响的数值分析

给出了一种预测热传递对涡轮发动机瞬态性能影响的物理模型，并将该模型与发动机动态特性模拟程序相结合，对某型双轴发动机的加、减速及Bodie加速瞬态性能进行了数值分析，结果表明，发动机瞬态过程中的热传递影响十分显著，尤其是当发动机作Bodie加速时，热传递显著提高加速初始阶段的涡轮前温度，致使压气机工作线明显向其不稳定边界靠近，降低压气机喘振裕度。     

反推力装置模型试验台的研制及验证

为开展大涵道比涡扇发动机反推力装置的性能试验，设计了涡扇发动机反推力装置模型试验台。该试验台具有六分力 测量、外流场测量、内涵气体加温等功能，以及双涵道喷管矢量推力和性能测量能力。通过直接排气和反推力排气试验对该试验台 的主要功能进行了验证，结果表明：试验台满足最大排气流量60 kg/s 的双涵道喷管直接排气和反推力排气性能试验要求，内涵可 加温到650 ℃，测量精度较高，可用于航空发动机反推力装置及功能喷管、排气装置等部件的基础试验。     

火箭基组合循环发动机引射模态流动分析

应用迎风格式有限体积方法求解N－S方程的基础上，数值模拟了火箭基组合循环（RBCC）发动机引射模态进气道／混合段／燃烧室／尾喷管／引射火箭内的流动过程，分析了引射模态流道中的复杂流动结构，从理论上探讨了火箭引射模态工作过程机理，讨论了RBCC实验模型的混合性能，最后与实验结果进行了比较，二者吻合较好，这些结果为RBCC发动机火箭引射模态工作过程的深入研究和性能优化提供了一定的理论依据。     

固体火箭发动机的CAD和CAM设想

提出固体火箭发动机领域计算机辅助设计和计算辅助制造的流程图，并认为结构装药设计的性能预示和热防护计算是发动机理论和结构设计的中心内容，计算机制图是设计思想的最终表达。性能预示的核心是考虑燃烧和流动相互作用的工作过程的数值模拟，热防护设计的核心是烧蚀，传热和强度计算。ＣＡＤ和ＣＡＭ系统应当随时吸收新的研究成果，高水平的核心研究成果，对固体火箭发动机性能预示的准确度和理论设计水平的提高具有重要作用。     

高超声速飞机尾喷管设计-制造与验证技术发展综述

高超声速飞机是临近空间领域的重要飞行器形式，具有重要的发展意义。尾喷管是其产生推力的主要部件，其性能和可靠性直接影响整机全局。针对高超声速飞机尾喷管技术，梳理涡轮发动机、火箭发动机和冲压发动机的尾喷管分类与技术特点，总结尾喷管工程研制与应用水平以及共性技术的国内外研究现状，并指出高超声速飞机尾喷管结构关键技术，包括优化设计技术、材料与工艺技术和综合验证技术，最后，给出了高超声速飞机尾喷管技术的重要难题以及后续发展建议。     

微型固体脉冲推力器内弹道性能的实验研究

对高速动能导弹飞行姿态控制和弹道修正用的多管微型固体脉冲推力器的内弹道性能进行了试验研究。其中，以单管挂药式结构的试验为主，并以贴壁粘结式结构试验作为对比分析。试验结果表明，所设计的原理样机工作正常，可进行重复试验；单管挂药式结构的各项内弹道性能均满足指标，且数据重复性好。但由于挂药引起的燃烧后期的碎药损失和挂药段装药后期的低压燃烧，使挂药式结构的比冲效率较低。     

变几何发动机性能数学模型

将可变几何的压气机、涡轮特性计算程序和发动机稳态性能计算程序综合,评估风扇、高压压气机静子可调叶片角度、高压和低压涡轮导向器面积、混合器进口内外涵面积比、以及喷管喉道面积的调节对加力涡扇发动机性能的影响。计算结果表明,通过优化调节,可以大幅度地改善发动机性能。     

雷诺数对高空长航时无人机发动机调节计划和性能影响

在发动机性能模拟中引入雷诺数对发动机部件性能影响的修正，分析了某大涵道比涡扇发动机用作高空长航时无人机动力装置时，雷诺数对调节计划和性能的影响。通过数值计算获得了在高空条件下发动机推力、耗油率、转速以及涡轮前温度等重要特性受雷诺数影响的变化情况，为高空长航时无人机动力选型提供了参考依据。针对该类型发动机特点，提出了改善发动机性能的措施。