80kN富氧补燃发动机燃气发生器-推力室深度变工况直连热试研究

针对80 kN富氧补燃循环发动机燃气系统工作特性,对燃气发生器与推力室直连试验装置开展了深度变工况热试研究,提出了一种挤压式供应的燃气发生器与推力室直连热试方法,对双燃烧组件燃气系统进行了基于绝热模型和声学模型的稳定性建模仿真分析,获得了双燃烧组件在80％～20％变工况工作特性、点火特性、燃气路低频衰减特性.结果表明:...     

空气涡轮火箭组合发动机共同工作研究

根据空气涡轮火箭组合发动机工作原理,明确了发动机共同工作条件,建立了发动机共同工作方程,得到了发动机共同工作线,并给出了影响空气涡轮火箭组合发动机共同工作线位置的两个因素:尾喷管喉部面积和涡轮前燃气总温。基于共同工作方程,分析了两因素对发动机共同工作线的影响规律。结果表明:在同一转速线上,随着尾喷管喉部面积或涡轮前燃气总温增大,发动机空气质量流量增大,压气机增压比降低,共同工作线整体向右下方移动;尾喷管喉部面积和涡轮前燃气总温增大或减小使空气涡轮火箭组合发动机共同工作线移动的方向是相同的,但尾喷管喉部面积变化对共同工作线位置移动的影响程度大于涡轮前燃气总温。      

1种涡轮叶间补燃室的数值研究

为提高燃气涡轮发动机性能,将UCC技术应用在低压涡轮导向器上,建立低压涡轮导向叶片补燃室（TurbineInter-vaneBurners,TIB）模型。通过改变燃烧室结构,设计了3种涡轮叶间补燃室模型,利用计算流体力学软件FLUENT对燃烧室的流动及燃烧进行数值模拟,采用CFD的方法,分析燃烧室的燃烧和流动特性。结果表明：3种结构的涡轮叶间补燃室均提高了燃烧效率,选择的数学模型合理、计算方法可行,其结果可为涡轮叶间补燃室设计提供参考。     

新型非壅塞式固体火箭冲压发动机试验研究

建立了一种新型非壅塞燃气发生器固体火箭冲压发动机系统。一系列直连式实验证实,验证的镁铝中能贫氧推进剂在低压（≥０．５ＭＰａ）范围内可以稳定燃烧,燃气发生器的工作压强可以随冲压补燃室压强的改变而变化,因此贫氧推进剂燃速随之进行自适应调节,最终达到富燃烧气流量自主调节的目的。     

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。     

涡轮增压固冲发动机燃气调节研究

在涡轮增压固冲发动机(TSPR)中,驱动涡轮所需燃气的流量和压强应同时满足涡轮的要求。为实现TSPR的燃气调节,首先完成了等换算转速下TSPR涡轮对驱涡燃气的需求分析。验证了相对换算转速等于1的调节规律下,变燃面燃气发生器可以满足涡轮对燃气的需求,误差小于5%,但该调节方案限制了TSPR的应用范围。证明了在等相对换算转速的调节规律下,喉部面积可调的燃气发生器难以满足涡轮对燃气的需求。提出了换算转速松弛的调节规律,此种调节规律下的发动机实现了实时调节,但同相对换算转速等于1的发动机相比,发动机的速度包线减小了约50%,最大推力值和推力变化比明显减小。因此根据不同的任务需求发动机可选择不同的调节规律和与之对应的燃气调节方式。     

航空动力百年回顾（三）

4　涡轮螺旋桨和涡轮轴发动机　　涡轮螺旋桨发动机简称涡桨发动机 ,涡轮轴发动机简称涡轴发动机。二者都是航空燃气涡轮发动机家族中的主要成员。前者主要作为军、民用固定翼的中小型运输机和通用飞机的动力装置 ;后者主要用在直升机上。它们各自带动螺旋桨或旋翼 ,组成飞行器的推进装置。由于涡桨和涡轴发动机的原理和结构基本相同 ,所以常合称为桨轴发动机。4 1　工作原理和特点　　图 1的上部是涡喷发动机纵剖视图 ,下部则是涡桨发动机纵剖视图。二者主要部件相同 ,都有进气道、压气机、燃烧室和涡轮及尾喷管 ,因此有着相同的燃气发生器…     

富氧补燃循环液氧煤油发动机深度推力调节方案对比分析

针对富氧补燃循环液氧煤油发动机目前推力调节范围窄的问题,以某型富氧补燃循环液氧煤油发动机为原型,建立了发动机非线性静态数学模型,利用Matlab计算分析了5种推力调节方案,其中调节推力室供应路流量的方案不可行;调节燃气发生器燃料路流量会引起燃气发生器混合比严重偏离稳定工作点;联合调节燃气发生器燃料路和氧路流量使得系统复杂;调节涡轮燃气流量可获得较宽推力调节范围,未来将针对该调节方案开展技术研究。     

氢氧全流量补燃循环发动机富燃预燃室试验

为了获得全流量补燃循环发动机的富燃预燃室可靠点火、稳定燃烧和均匀的出口燃气,对富燃预燃室头部喷注器排布方案展开了研究。对设计的中心燃烧区和环形燃烧区两种不同头部方案进行了试验,得到了富燃预燃室的压力曲线和预燃室出口的温度分布。试验结果表明:相比中心燃烧区结构方案,环形燃烧区结构方案更容易获得可靠的点火和稳定的燃烧,有更好的燃气均匀度。相比常规的富燃预燃室,全流量补燃循环发动机的富燃预燃室工作温度更低、混合比更小。相比使用液氧的方案,使用气氧的富燃预燃室在启动、关机过程更迅速、平稳。     

固体燃料ATR涡轮/压气机匹配方法研究

为了获得固体燃料空气涡轮火箭发动机(SP-ATR)中涡轮和压气机的匹配工作特性,建立了涡轮和压气机的工作特性模型,根据SP-ATR转速、功率和背压平衡的工作特点,分别基于涡轮和压气机的工作环境先后采用两种不同的方法完成了二者的匹配。对比两种匹配方法得出结论:(1)基于涡轮的匹配方法与转速稳定过程一致,可确定特定飞行环境中发动机的转速;(2)基于压气机的匹配方法需要条件更少、适用范围更广,可用于特定转速调控方案下驱涡燃气流量的确定。两种匹配方法的计算结果相对Ax STREAM仿真结果的最大误差为10.75%,两种匹配方法的计算结果相差不超过8%。将建立的匹配方法应用于HARM弹自主爬升飞行过程,得到SP-ATR驱涡燃气流量的定量调控规律。