W2P-1微型涡轮喷气发动机研制中的试验研究

介绍了自行设计的W^2P-1微型涡轮喷气发动机原理试验机在研制中所进行的试验研究：包括燃烧室性能试验,压气机及涡轮叶轮的超转试验,高速转子动平衡试验,试车过程频谱分析及振动故障排除,发动机地面台架性能试验,结构可靠性试验及部分高空性能测试,并对研制工作作了总结。     

微型涡轮喷气发动机发展综述

100 daN以下推力的微型涡轮喷气发动机能为微小型飞行器提供优质和可靠的动力,已成为国内外研究的热点.微型涡轮喷气发动机具有尺寸小、转速高、零件数少、工作时间长、推力易调节、红外辐射低、能重复使用等优点.其推重比已经超过11.0,已在无人作战飞行器、防空武器靶标、精确打击弹药、试验飞行器等装备上大量应用.本文从研发机构与代表产品、性能与结构特点、应用现状等方面,对微型涡轮喷气发动机20世纪50年代以来的发展情况进行了综述,可为今后国内研制高性能微型涡轮喷气发动机提供参考.随着进一步降低成本、提高推重比,微型涡轮喷气发动机将有更强的竞争力和更广的发展前景.     

某微型涡喷发动机数控系统研制

介绍了某微型发动机数控系统的研制技术，以及在供油装置设计中所体现的微发数控系统的特点。对该数控系统的总体设计、供油装置设计、控制器设计技术进行了分析，并给出了该系统与发动机的匹配试验结果。该研究结果对设计数控系统具有较好的借鉴和参考作用。     

厘米级微型涡轮喷气发动机主要研究进展

厘米级微型涡轮发动机的发展日益受到重视。本文在总结国内外厘米级微型涡轮发动机研究动态的基础上，将其划分为3个大小级别。南京航空航天大学近年来对中等大小级别(直径6cm)微型涡轮发动机开展了系统的研究。本文给出了各主要关键技术的研究进展，包括：微型涡轮发动机总体设计技术，微流动实验及CFD技术，高速微转子动力学。微型涡轮、压气机、燃烧室等部件设计，微型涡轮发动机试车等。     

弹用涡轮喷气发动机火箭橇试验研究

为了研究弹用涡轮喷气发动机动态启动加速过程，开展了发动机火箭橇试验研究。通过火箭橇试验，可掌握导弹发射条件下弹用涡轮喷气发动机启动加速特征，暴露发动机在启动加速方面的设计缺陷。火箭橇试验能够真实的模拟导弹发射条件，它对于弹用涡轮喷气发动机研究具有十分重要的意义。     

涡轮喷气发动机抗畸变流场模拟试验研究

详细介绍了用于涡轮喷气（风扇）发动机抗畸变流场试验用畸变模拟器的组成、工作原理和标定方法，并给出了畸变流场的计算方法。模型与实物两种方法标定结果有较大差别：畸变模拟器出口总压恢复系数σ模型比实物高1％－2％、流场畸变度低4．6％－6．4％；某型涡扇发动机在进口畸变流场畸变度W＝9．6％下，发动机启动可靠、工作稳定，但进口流场畸变度将使压气机的喘振裕度减小，而导致发动机产生不稳定工作。     

双转子涡轮喷气发动机稳定工作裕度的测定技术研究

本文介绍了对双转子涡喷发动机的喷水逼喘试验技术,为在双转子涡喷发动机上测定压缩系统的稳定工作裕度提供了一种稳定可靠的方法。通过对试验结果的数据处理、分析研究,为制造厂检验双转子发动机压气机的稳定工作裕度,提供了一种简单适用的稳态数据处理方法。     

微型涡轮喷气发动机风车起动特性研究

为研究微小型涡轮喷气发动机风车起动的特性,以某微型涡轮喷气发动机为原型,通过数值模拟和试验研究相结合的方法,研究了其风车起动过程的各种特性。通过试验研究了丙烷气点火时间和丙烷气压对微型涡喷发动机转速以及燃烧室温度的影响规律,以在最短时间内使得微型涡喷发动机转速和燃烧室温度满足可供油燃烧的条件,并确定所需要的丙烷气最小气量。结果表明：在本试验条件下发动机从起动到慢车状态过程中,以先快后慢的供油规律起动加速时间最短约为82 s;发动机从慢车到80%全转速状态过程中,实现相对最短加速时间的供油规律可分为2段,前段供油斜率较大为0.79,后段供油斜率较小为0.14。对其它结构形式和起动过程类似的微小型涡轮喷气发动机有一定借鉴作用。     

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。     

航空涡轮发动机结构研制的基本途径

论述了航空涡轮发动机结构研制的基本方法及研制过程中应特别注意的问题。     

1台微型三角转子发动机的研制与试验研究

介绍了微型三角转子发动机的研制及其在试验台架上的性能测试。在转速为7800 r/m in时,其输出功率可达220W;通过燃料的对比试验得知,在航模燃料(甲醇为主)中添加一定量的柴油,在基本保证动力性的同时,其经济性有一定改善。     

涡轮喷气发动机高空模拟试验

本文介绍连管式试车台涡轮喷气发动机高空模拟试验的主要模拟技术。概要地说明了涡轮喷气发动机的模拟条件,具体地阐述了涡轮喷气发动机高空模拟试验的模拟过程,提高模拟高度、扩大试车范围的一些措施,还提出了试车中应注意的主要技术问题。 这个试车台已用本文所述方法为五个型号、九个机种的涡轮喷气发动机做了近500次高空模拟试验。     

涡轮喷气发动机双变量调节计划研究

本文对最大状态下双转子发动机的双变量调节计划进行了讨论,用非线性模拟计算程序对双变量发动机进行性能计算,其结果是双变量涡喷发动机性能大大优于单变量调节计划的涡喷发动机。虽然有不同的二种性能参数组合的计划,但每种计划仅适用发动机的一种情况使用。当釆用具有相同的低压转子转速和相同的涡轮前温度的计划时,高压压气机的喘振边界将缩小,文中的一种复杂调节计划是解决困难的一种好方法。最后对双变量调节计划使用中遇到的问题进行了分析。     

微型涡喷发动机转子系统设计

以某微型涡喷发动机为研究对象,研究并实践了微型涡喷发动机转子系统设计过程与方法.首先,介绍了发动机及转子系统结构,综述了转子系统设计原则.并从轴承选用、转子动力学特性、振动控制技术、转子动平衡和轴承失效形式等方面重点分析了转子系统的设计过程.课题研究内容为进一步提高国内微型涡喷发动机设计水平提供经验依据.      

弹用涡喷发动机启动加速过程试验

讨论弹用涡喷发动机启动加速过程的试验研究,并分析了某弹用涡喷发动机启动加速过程的有关问题,通过地面模拟试验建立了该发动机启动加速的数值模型。     

某型涡轮喷气发动机空中起动试验研究

介绍某型涡轮喷气发动机在高空台模拟空中起动试验技术。并根据试验结果及测量数据分析,得出在风车状态下无因次参数及点火起动过程中温度等参数随时间的变化曲线。本试验技术已为多个型号及机种的涡喷发动机做了上百次高空模拟空中起动试验,其技术可靠,方法切实可行。本试验结果对解决提高点火高度及空中起动试验问题具有实用价值。     

××－2发动机本体的试验模态分析

介绍了脉冲激励法（锤击法）模态试验系统。该法设备简单，使用方便，移动施力部位容易，可以在不允许安装激振器的部位实现激振，具有许多明显的优点。试验结果可提供给导弹总体设计部门，以检验发动机与弹体配匹的结构动态特性，并可供发动机振动分析之用。     

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。     

某微型涡喷发动机总体结构设计

介绍了一种245 N推力微型涡轮喷气发动机结构设计的方法和过程.分别介绍了转子系统、燃烧室、润滑冷却系统的设计过程以及试车中遇到的结构问题和解决方法.设计采用有限元与实验结合的方法,结果表明该发动机满足设计要求.该设计经验为微型涡喷发动机系列化设计提供参考依据.      

MILAS反潜导弹采用涡轮喷气发动机

最近法国玛特拉公司和意大利梅拉腊公司决定共同研制MILAS反潜导弹.MILAS导弹是一种用鱼雷管发射的反潜导弹,它的射程为5千米,动力装置为涡轮喷气发动机.这项研