轴向叶片式混合涡轮发动机方案

轴向叶片式混合涡轮发动机就是用轴向叶片式狄塞尔循环发动机代替大涵道比涡扇发动机中的轴流叶轮机械（如压气机和涡轮）,而保留风扇部件的1种发动机,如图1所示。该混合发动机中的压缩机、膨胀机和风扇安装在1根轴上,能作为独立单元拆卸,便于更换和维修。     

发动机静子环叶型孔冲剌工艺

我厂研制的涡轮风扇发动机装有15级双轴轴流式压气机。各级压气机静子环上都装有大量的叶片,每片叶片均插在相应的叶型孔中。这些叶型孔形状复杂、精度高,加工异常困难,我厂在生产第9～14级高压静子环时,叶型孔的加工采用了外环内圈及内环分别冲孔、外环     

外部扰动影响下风扇和压气机稳定裕度的计算方法

为了定量评定燃气涡轮发动机的风扇和压气机的气动稳定性，分析了影响风扇和压气机稳定性的外部扰动参数，介绍了工程计算气动扰动和燃扰动对风扇和压气机的影响所采用的标准型扰动，给出了在外部气动扰动和热扰动作用下的风扇和压气机的稳定裕度变化的一种计算方法，可供工程研制中参考。     

齿轮传动风扇PW8000高涵道比涡轮风扇发动机

美国普惠公司于今年2月公布了一项新型发动机的发展计划——齿轮传动风扇的PWS000高涵道比涡轮风扇发动机,它由单级风扇、3级增压压气机、5级高压压气机、1级高压涡轮、3级低压涡轮组成（图1）,低压涡轮首先驱动增压压气机,然后通过减速器传动风扇。在该发动机中,将采用一些新发展的技术,使它具有级数少,效率高,排污低,噪声低,直接使用费用低,维修成本低等特点。表1列出了该发动机的主要参数。PWS000发动机是为了发展一种比PW600O推力为大的发动机,以便参与B737、A319、A32O、A321等系列客机市场的竞争。PW600O是普·惠公…     

航空钛合金叶片数控砂带磨削关键技术

对于航空发动机来说,核心机一旦定型,后续发展主要通过采用新技术、新设计,加大风扇直径,增加增压压气机级数,改进高压压气机、高压涡轮叶型设计,提高高压涡轮叶片材料与涂层的耐高温性能等来提高部件效率和发动机的推力.这其中,表征循环参数的高温热部件材料的发展相对较慢,而压气机叶片、风扇叶片设计改进较为频繁,可以说,钛合金压气机叶片和风扇叶片制造是航空发动机制造的关键技术之一.     

XTC-76/2核心机试验计划推迟

GE/Allison公司研制的XTC-76/2先进涡轮发动机燃气发生器(ATEGG)是美国综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划中试验的最新核心机。它采用了很多先进技术,如: 一核心机驱动的风扇/叶尖风扇 它由旋转的叶片环构成,沿周向连接并安装到第1级压气机转子上,其前是一组可调导向叶片。该叶尖风扇能提高推力,并大大地降低巡航的油耗;     

外并联式TBCC发动机模态转换性能模拟与分析

针对Ma7一级外并联式TBCC发动机,发展了组合进气道模态转换性能简化计算模型和高马赫数涡轮发动机风车性能计算模型,实现了TBCC发动机由涡轮模态至冲压模态完整转换过程的动态性能模拟。将模态转换过程划分为冲压发动机冷通流打开和涡轮发动机关闭加力、降转、风车关闭等四个典型阶段,基于推力连续准则提出了模态转换策略。计算结果表明:模态转换期间,TBCC发动机的推力转换主要发生在涡轮发动机由全加力状态变化至不加力状态过程中;模态转换前期处于冷通流状态的冲压发动机以及后期处于风车状态的涡轮发动机产生负推力,最大值分别为模态转换后总推力的5.3%和13.7%;当涡轮发动机进入风车状态时,风扇和压气机的工作点均位于其特性图的低转速大流量区域,此后随着涡轮发动机空气流量的减小,风扇压比和压气机压比均趋向于1.0,与相关试验结果基本一致。     

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。     

脉冲爆震涡轮发动机原理性试验研究

为研究脉冲爆震燃烧室与涡轮及压气机三者相互匹配的详细机理,建立了脉冲爆震涡轮发动机原理性试验系统,其主要由脉冲爆震燃烧室、涡轮增压器、润滑系统、发动机测控系统等组成。在该试验系统上开展了脉冲爆震涡轮发动机原理性试验研究。首次实现了由脉冲爆震燃烧室驱动涡轮,涡轮带动压气机,压气机压缩空气供给爆震室的全闭环自吸气工作模式。试验结果表明：脉冲爆震涡轮发动机能在自吸气模式下持久、稳定地工作,爆震室与涡轮及压气机三者匹配良好,验证了用脉冲爆震燃烧室替代传统等压燃烧室的可行性。     

GP7000发动机将进行核心机试验

1995年,GE-PW发动机联合公司开始研制涵道比为7～8、推力为289～336kN的GP7000系列发动机。目前已发展了GP7176、GP7167、GP7267和GP7275几个型别,其中GP7176因飞机原因已中止。GP7000系列发动机的风扇、低压压气机和低压涡轮由PW公司负责,而高压压气机、高压涡轮、燃烧室和控制系统由GE公司负责设计、研制、验证、加工和使用维护。单级风扇和低压压气机由PW4090发动机衍生而来,GP7267/7275的风扇直径为2.79m,涵道比为8,     

某型涡轴发动机性能衰减与部件退化评估

为在某型涡轴发动机持久试验中进行性能健康检查,采用多点匹配方法建立了个体发动机性能衰减计算模型,基于非线性气路分析方法对部件性能退化进行了计算,集合已有经验确定性能偏离部件,完成了某型发动机持久试验中不同阶段的性能衰减评估.结果表明,某型发动机性能衰减及部件性能退化成阶段性分布,前期压气机和燃气涡轮性能变化最快,随后处于相对稳定阶段,动力涡轮性能在目前试验时数范围内基本无变化.该方法的验证为涡轴发动机使用过程中的性能健康与评估提供了有益的经验.      

压气机放气对核心机起动性能的影响研究

为了研究压气机放气对核心机起动性能的影响,本文利用十级轴流高压压气机的放气专项试验结果分析了放气对压气机中低转速性能的影响,基于大涵道比涡扇发动机的核心机性能模型分析了放气量和放气位置对核心机性能的影响,最后开展了三种不同放气规律的核心机起动试验。结果表明：合理的设置放气方案,可以优化压气机前后级流动匹配,有效降低核心机试验中压气机的共同工作线,改善核心机的起动性能。     

基于台架试验的涡轴发动机喘振发生位置规律

为了探究某型涡轴发动机喘振发生位置规律,采集并分析了台架喘振试验时进气道、轴流压气机叶尖、轴流压气机出口和离心压气机出口的压力信号。采用连续小波时频变换对压力信号进行特征提取,以小波系数作为喘振信号特征,阈值为小波系数最大值的10%,结果表明:某型涡轴发动机的轴流压气机总是比离心压气机先发生喘振,喘振在轴向上由进气道向离心压气机传递的同时,在周向上也沿着压气机转子叶片旋转方向传递。对某型号发动机进行实时喘振监测时,监测轴流压气机能比监测离心压气机更早发现喘振,在后续某型涡轴发动机改型设计时,可增加轴流压气机的喘振裕度来提升整机防喘能力。      

应用端弯叶片增加压气机喘振裕度

本文介绍了某型高压压气机考虑端壁附面层影响改进设计的端弯叶片,试验证明:喘振裕度增加7.3％,效率提高4.1％,流量、压比变化很小。飞行试验证明:解决了空中停车问题,在飞行包线内能保证可靠稳定工作,发动机和飞机性能都有较大的提高。     

微型涡喷发动机传热效应的建模分析与实验研究

 微型涡轮发动机(MTE)可作为各种新型无人机、微小型导弹的高速推进动力装置,但微型化可能给发动机各部件匹配工作带来包括传热效应在内的特殊影响。针对微型涡轮发动机MTE-110,建立了基于发动机部件特性的总体性能模型,并在此基础上分析了可能的传热效应对压气机特性及整机性能的影响。在MTE-110的地面台架运转试验中,测量数据显示传热效应使压气机的实际温升比绝热温升增加了30%,对压比影响不大,因此显著降低了压气机效率。通过在压气机静子上采用隔热技术后,MTE性能得到显著改善,设计转速下的实测推力提高了23%,达到了96 N。     

基于时频-小波分析的压气机失速过程研究

采用时频—小波分析的方法,针对某型发动机的八级轴流压气机级间压力信号,提取失速先兆及发展信息。结果表明,在失速前的阶段,不同的频率段表现出不同的失速先兆成分;并检验了失速时刻信号的奇异性,最后确定了最先失速级。      

轴流压气机近失速状态叶片通过频率特性研究

为研究压气机转子叶片通过频率特性与压气机气动稳定性之间的内在联系，对某型单轴涡喷发动机的轴流式压气机静子机匣壁面静压信号进行了时频分析。结果表明，发动机运行过程中压气机叶片通过频率特性的变化可以反映特定的压气机级的流态变化。在中小转速的工况下，随着发动机工作点逐渐靠向喘振边界，机匣壁面静压信号中压气机第1级至第3级转子的叶片通过频率信号逐渐增强。与设计点相比，在近失速边界的工况下，压气机第1级转子叶片通过频率幅度增强达10dB以上。此外，在中低转速范围内打开放气带后，压气机前面级转子叶片通过频率幅度显著减小，与流场的变化情况相一致。因此，轴流压气机转子叶片通过频率特性可以提供压气机气动稳定工作状况的重要信息。     

涡扇发动机整机环境下风扇部件气动稳定性评定方法

将基于部件匹配技术的涡扇发动机非设计点性能计算模型和基于李亚普诺夫稳定性理论的压缩部件气动稳定性评定模型有机的耦合, 实现了发动机整机环境下的压缩部件气动稳定性评定, 使得该模型成为一种实用的涡扇发动机压缩部件气动稳定性分析模型.以某型涡扇发动机为例, 计算比较了均匀进气和畸变进气时发动机整机环境和单独部件评定时风扇部件稳定工作边界的异同, 从计算结果可以看到, 均匀进气条件下, 在发动机环境下和单独部件环境下所得到的风扇部件稳定工作边界变化不大;而畸变进气条件下, 同样的进口畸变度, 发动机环境下风扇的稳定裕度损失比单独部件下风扇的稳定裕度损失都小, 即在发动机环境下评定风扇稳定性时, 风扇对进气温度畸变不敏感, 而在单独部件环境下评定时, 风扇对进气畸变比较敏感.      

甲烷预冷膨胀循环空气涡轮火箭发动机性能分析

为研究以甲烷燃料为冷却剂的膨胀循环空气涡轮火箭发动机可行性及性能,采用部件法建立了甲烷预冷膨胀循环空气涡轮火箭（Air-Turborocket, ATR）发动机性能评估模型,研究了压气机压比和冷却剂当量比等参数在不同飞行状态下对发动机性能的影响,分析了不同来流工况下发动机正常工作对各部件的性能需求。计算结果表明,通过大于1.0倍当量比甲烷预冷作用,甲烷预冷膨胀循环ATR发动机能在压气机压比低于2.0条件下实现Ma0~4.0速域连续工作,但由于甲烷焓值较低,限制了压气机压比的提升,因此甲烷较低的单位功是限制发动机性能改进的主要因素;甲烷预冷膨胀循环ATR发动机的涡轮功率只有在较高落压比和甲烷压力条件下才能平衡压气机功率需求;冷却循环系统与空气的热力循环匹配问题是各部件协同工作的关键,通过适当选取发动机各部件控制参数,能在Ma0~4.0速域内获得1250~2114s的比冲、70~110s的单位推力和50%的总效率。     

民用大涵道比涡扇发动机叶轮机某些关键技术

结合国内外的相关研究工作,对大涵道比涡扇发动机叶轮机部分设计技术研究进展进行了总结和分析,从风扇/压气机设计技术、涡轮设计技术、流动及噪声控制和多学科耦合四个方面阐述了我国发展大涵道比发动机需要解决的部分叶轮机关键技术.