某型飞机发动机的安装推力计算

本文主要研究了一种计算涡扇发动机安装推力的方法。将INSTAL标准进气道/尾喷管设计参数与实际飞机进气道/尾喷管的设计参数相比较,根据INSTAL资料库中介绍的特性数据转换方法,将标准进气道/尾喷管特性参数转换为实际进气道/尾喷管特性参数。再结合飞机发动机的非安装推力计算程序,计算出飞机发动机的安装阻力和安装推力。经过与实际安装推力的资料数据对比,说明本文所用方法误差小,并且充分考虑了不同飞机之间的差异,比一般利用经验公式的方法更可靠。     

线接触弹流润滑最小油膜厚度综合对比分析

针对航空发动机中某直齿轮节圆位置,考虑弹流润滑中的热效应,研究了速度参数（■）,载荷参数（■）与材料参数（■）对等温解与热解的影响。并对目前广泛用于计算等温条件下最小油膜厚度的三种经验公式进行了对比分析。发现在本文研究的工况范围内采用Грубин与Dowson公式计算得到的弹流润滑等温解与热解误差较大。而Yang公式在速度参数较低或载荷参数适中的情况下等温解与热解误差较小,在部分工况中可以直接采用该公式对线接触最小油膜厚度进行预测。三种等温经验公式均将载荷参数的影响估计过高。同时以相对误差10%作为量化等温解与热解的界限给出了各无量纲参数的参考范围,若满足以下条件之一,则不可忽略弹流润滑中热效应的影响,等温解不再适用：■。     

环境小偏差条件下涡轴发动机轴功率及其不确定度计算方法

对涡轴发动机高空模拟试验性能处理方法作了研究,利用小偏差和传统的相似换算理论研究了涡轴发动机轴功率计算方法,推导出了环境模拟小偏差条件下的轴功率计算公式。试验结果表明:在小偏差条件下,该计算方法得到的误差比相似换算的误差低0.2%~0.6%。给出了小偏差条件下的换算轴功率公式和不确定度计算公式。该轴功率计算方法和不确定度计算方法可以为相关工程技术人员提供技术参考。      

大气温度对燃气涡轮发动机性能的影响及其修正方法

本文通过对燃气涡轮发动机在不同进气温度下的变比热特性计算,分析了按相似理论导出的常规性能换算公式的误差,并提出了较精确而实用的换算方法.本文还就发动机循环参数及工作状态等对换算公式的影响作了初步分析.     

固体火箭发动机实际燃速常数的计算

根据试车数据，对全尺寸发机和标准发机瞬时燃速进行了计算，利用参数辨识技术，确定了维也里燃公式（ｒ＝ａｐ＾ｎ）里的常数，计算结果表明：对应用在不同发动机中的同一种推进剂来说，其燃速系数α和压强指数ｎ是不同的。探讨了不同发动机燃速常数变化的原因以及规律性，提供了分析全尺寸发动机，标准发动机之间燃速相关性的新方法。     

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。     

涡喷与涡扇发动机重量估算方法

介绍了一种估算涡喷、涡扇发动机重量的方法。从初步设计观点出发,综合考虑发动机气动性能参数、机械设计参数和发动机结构参数,如应力水平、流道气流参数、材料特性、几何形状、级载荷及轮毂比等。通过热力计算,强度、振动分析,并采用了一些成熟的经验公式,先估算各主要零件的重量、尺寸,求得部件的重量,从而获得整台发动机的重量。     

涡轴与涡桨发动机特殊部件重量估算

侧重介绍一种估算涡轴和涡桨发动机特殊部件重量的方法。从初步设计的观点出发,综合考虑了发动机的气动性能参数、机械设计参数和发动机结构参数,如应力水平、流道气流参数、材料特性、几何形状、级载荷及轮毂比等。通过热力计算,强度、振动分析,并采用了一些成熟的经验公式,先估算各主要零件的重量、尺寸,求得部件的重量,从而获得整台发动机的重量。     

基于蒙特卡洛的航空发动机试飞数据模型误差容限分析

将发动机实时趋势监控中的误差容限划分成两部分,一部分由发动机工作包线内的模型建模误差导致,一部分由发动机工作参数的不确定性导致。建模误差的影响采用包线内最大预测误差,由参数不确定性引起的误差采用蒙特卡洛分析确定。将不同概率分布下的测量参数作为发动机模型的输入参数,采用蒙特卡洛策略分析模型预测值的均值和标准差分布,采用3σ置信水平作为因测量不确定性引起的误差容限。选取未参与发动机模型辨识的整个飞行架次的试验数据进行验证,结果表明考虑输入参数不确定性后,模型误差带的分布更为合理。该技术可用于航空发动机飞行试验中,提前发现发动机工作中的异常现象,可提高发动机飞行试验的质量和效率。     

基于混合方法的霍尔推力器寿命预估及参数影响分析

为了预估霍尔推力器的寿命,改进了用于半经验公式法的点源模型使原方法计算精度获得优化.在文献已有实验条件和结果的基础上,考察了改进半经验公式法及简易解析模型法的可靠性,结果表明,简易解析模型法在1000h以后的误差逐渐扩大,改进半经验公式法虽然计算精度较好,但需要短寿命实验结果为其提供确定参数的依据.为了在推力器设计阶段和无实验结果的条件下提供保证精度的寿命预估手段,建立了将两种方法结合的混合方法,该方法与简易解析模型法对比表明,运行4000h后SPT内、外壁面计算值的平均相对误差由13.53％和45.28％下降到4.84％和21.2％.采用此方法考察了推力器运行参数改变对寿命的影响规律.     

高空模拟试验中发动机推力的确定与应用

本文介绍了发动机高空模拟试验中发动机推力的确定机理和模拟偏差对推力确定的影响,分析了HB6213—89中推力计算与修正公式的适用范围,探讨了发动机推力测试结果在发动机性能预测和性能仿真中的重要作用。     

某型大涵道比涡扇发动机飞行推力确定方法研究

以某型大涵道比涡扇发动机为研究对象,结合动力装置适航取证＂飞行推力确定＂试验科目,对该型发动机飞行推力确定方法进行了分析,并开发了该型发动机飞行推力确定计算分析软件。结合发动机设计单位给出的设计值,对该计算方法进行了验证。结果表明,采用飞行推力确定计算方法得到的计算值与设计值间吻合程度较高。     

航空发动机涡轮机匣温度试验对比验证研究

涡轮机匣结构复杂且工作环境比较恶劣,直接利用发动机部件开展机匣表面换热规律研究难度极大.通过采用简化模型的基础研究结合某发动机部件试验验证的方式进行研究.在基础研究中,取涡轮机匣的1个周期性扇段作为研究对象,对机匣结构中的一些圆弧、倒角、倒圆等结构进行了简化,采用数值计算和瞬态液晶测试技术获得了涡轮机匣表面换热经验关系式;在验证试验中,针对某发动机部件,在压力和温度均接近发动机工况下进行试验,获得了涡轮机匣表面换热情况,并对基础研究获得的经验关系式进行了验证.研究结果表明:基础研究获得的换热经验关系式在发动机部件试验中同样适用.应用的研究方法可供类似研究借鉴.     

“堵塞”技术在发动机高空模拟试验中的应用研究

通过对发动机高空模拟试验推力的确定方法与修正方法的分析,从理论上阐明了"堵塞"技术在发动机高空模拟试验中应用的机理和适用条件。通过对罗.罗公司高空台斯贝发动机和某高空台上涡喷发动机"堵塞"试验结果的分析,证明了"堵塞"技术在带收敛喷管的发动机高空模拟试验中应用的可行性和合理性。本文研究结果拓展了HB6213[1]中推力计算公式和推力修正公式的适用范围。      

航空发动机起动过程摩擦阻力矩计算分析

扭矩特性分析是航空发动机起动仿真数学模型建立的重要环节,其中摩擦阻力矩因缺少相应的经验公式难以确定。为了得到起动过程的摩擦阻力矩,借助于某型发动机台架试车数据,根据转速变化率与扭矩的关系,在冷态和热态2种条件下分别对转速变化率和阻力矩进行计算,得到了冷、热态下发动机起动过程摩擦阻力矩,并分析了大气温度对冷态阻力矩的影响规律。以此建立起动过程数值仿真模型,完成了摩擦阻力矩对起动过程转速的影响分析。计算结果表明:摩擦阻力矩随着发动机转速的增加呈减小趋势;在冷态条件下,随着大气温度的降低,摩擦阻力矩逐渐增大;起动过程转速变化率随之减小。     

轻型燃气轮机燃烧室NOx 排放估算

为了解决NOx排放预估问题,应用数值模拟方法研究轻型燃气轮机燃烧室NOx排放规律。将数值分析结果与文献中经验公式计算数据进行比较与分析,验证数值方法的准确性;基于进口压力、空气质量流量、主燃区温度3个参数拟合NOx排放预估公式。结果表明:数值模拟得到的NOx排放值与文献中经验公式计算出的符合度较高;结合数值计算结果得到的NOx排放预估公式;该公式能有效反映上述3个参数对NOx排放的影响;采用验证后的高精度数值模拟方法建立的NOx预估模型所得结果具有一定的科学性及可靠性,并可降低试验成本。     

航空发动机推力的测量和确定方法

从推力的定义和表达式及其导出的条件出发,讨论了航空发动机地面与飞行状态下在各类试验设备上推力的确定方法和程序以及必须进行的发动机部件与模型试验、整机地面试验和模拟高空试验乃至飞行试验,并分析了模拟高空试验在正确确定飞行推力中的重要作用。      

流体网络法在发动机空气冷却系统设计中的应用

将一维稳态流体网络方法应用到发动机空气冷却系统沿程压力、温度和流量预测中.该方法将空气系统简化为节点和元件组成的网络,节点和元件处建立守恒方程,在压力修正、流热耦合方法基础上引入系数迭代修正求解.程序应用到有经验关联式的模型中验证,计算结果与经验关系式吻合得较好.验证后的程序被应用到某发动机空气系统初步设计方案的校核和改进中,在模拟结果指导下的参数调整很好地满足了设计要求.      

轻型通用飞机发动机功率估算方法

在轻型通用飞机总体设计阶段的参数设计中,快速准确地预估发动机总功率数值是其重要的一步.选定发动机型号,根据设计目标与适航要求等约束条件,统计大量轻型通用飞机的相应总体参数数据与发动机信息,研究得出经验公式及参数之间的函数关系,计算发动机总功率的对应取值区间.结果表明:在同时满足设计目标与适航要求的约束条件下,可获得发动机总功率数值的取值交集,对更加快速准确地选出合适的发动机具有重要的指导作用.