叶栅参数对反推力装置气动性能影响规律

针对某型叶栅式反推力装置,开展了气动性能数值预测的研究工作。采用本文提出的数值计算方法,在不同落压比下反推力预测值与实验值最大相差8．2％。流场速度等值线分布展示反推力装置叶栅内部流动特征．叶栅叶盆处的旋涡和叶背处的失速是导致气动性能下降的不利因素。大量数值计算结果揭示了叶片进入角、出流角、稠度等结构参数对轴向反推力、流量系数、总压恢复系数的影响规律。在本研究范围内,叶片进入角54°、出流角135°、稠度1.3的叶栅几何结构综合气动性能最优。     

航空发动机燃汕导管断裂故障分析

为排除某型航空发动机燃油导管在外场使用过程中连续发生的断裂故障,对该导管的装配工艺、工作环境、功能及静频和动应力等进行了详细分析。分析结果表明,导致导管断裂的根本原因是导管设计强度不足和检查要求过低。有针对性地提出了排故措施,使同类故障发生的几率大大降低。     

航空发动机燃烧室出口温度场双向测量方法

介绍了1种航空燃烧室出口温度场正、反向测量的新方法。使用1个角度传感器(编码器)记录摆动装置的双向转动角度,达到了双向采集和测量温度场数据的目的;在程序中设定正、反向切换时的空程,在测量中予以消除,解决了齿轮传动中存在的空程角度难题,使得正、反向旋转测量的实际位置一致,保证了温度场试验数据的重复性。试验证明温度场数据较好地满足了重复性的要求。     

串联式涡轮冲压发动机加力/冲压燃烧室设计及流场计算

以串联式TBCC加力/冲压燃烧室为研究对象,提出包含一体化整流支板、加力内锥及长短交错的径向火焰稳定器组成的TBCC加力/冲压燃烧室方案。针对TBCC发动机加力/冲压燃烧室进行了数值模拟,获得该燃烧室在不同模态下的流场特性。计算结果显示,在涡轮工作状态和涡轮/冲压共同工作状态下,TBCC发动机加力/冲压燃烧室的总压恢复系数均在95%左右;在冲压工作状态下,其总压恢复系数在86%左右。可以满足在不同模态下加力/冲压燃烧室对总压恢复系数的要求。     

加力燃烧室热射流点火的燃油自燃规律研究

为了分析燃油在高温高速气流中自燃延迟时间与燃气流动速度、燃气温度、喷油量等的关系,通过模拟试验,开展了热射流点火的燃油在高温高速气流中自燃规律的研究,经分析得出:气流温度对自燃有明显影响,在模拟的范围内存在1个自燃温度临界点(1160 K);气流温度、气流压力的升高使自燃延迟距离和延迟时间减小;气流速度的增大使自燃延迟距离增加。研究结果为航空发动机加力燃烧室的热射流点火系统和供油系统等的设计提供初步试验依据。     

先进加力燃烧室设计技术综述

叙述了航空发动机加力燃烧室的发展历程和现状,指出加力燃烧室设计技术的发展是航空发动机性能需求提升的结果;分析了先进加力燃烧室的主要工作特点和新设计要求,包括超高的内涵气流进口总温和极高的加力温度,要求加力燃烧室具有更低的流体损失、更轻的质量、良好的隐身性能等;研究了先进加力燃烧室的新结构和设计新技术,如气冷稳定器和喷油杆、加力燃烧室一体化设计技术、值班稳定器的演变、可调隔热屏冷却技术、隐身性能设计和数值模拟等;展望了变循环、超级、凹腔驻涡和脉冲爆震等多形式加力燃烧室的发展趋势。     

航空发动机2 级风扇的数值研究

运用ANSYS CFX 11.0和home-code程序对AI222发动机风扇流路气动参数进行了3维CFD(Computational Fluid Dynamics)计算;通过3维建模,实现了风扇主要积分特性和局部参数计算。通过与风扇进行大量试验结果的对比,验证了计算结果,并找出了产生差别的原因,得到了风扇总特性以及气流径向参数的计算值与试验值的吻合度。结果表明:通过运用3维建模计算方法简化了风扇设计过程,缩短了风扇从设计到试验的时间,降低了航空发动机部件的设计成本。     

基于UG、3DVIA的航空发动机外部管路装配工艺可视化设计

为了解决发动机外部管路装配工艺设计难度大、周期长、装配工艺规程直观性差等问题,提出了利用UG、3DVIA软件进行发动机外部管路装配工艺可视化设计的方法。介绍了发动机外部管路装配工艺可视化设计的总体流程及实现方法,包括工艺模型建模、装配工艺可视化设计和装配工艺可视化输出。并针对发动机外部管路装配过程中的非常规分解、因管路结构设计变化而带来的工艺更改、管路装配应力等问题,利用可视化工艺设计方法提出了相应解决措施。应用结果表明:该方法大幅度提高了管路装配工艺设计质量与效率,形成的装配动画及3维图解能够直观地指导现场装配。     

一种解决低转速下漏油的流量管理阀

针对航空发动机在低转速下轴承腔出现的漏油问题,深入分析了航空发动机在低转速下产生漏油问题的原因.提出了一种解决航空发动机低转速下轴承腔的漏油问题的有效方法,即设计一种应用在后轴承腔供油路上的流量管理阀.开展了流量管理阀打开压力及流阻特性试验,试验表明:流量管理阀的打开压力和流阻特性满足航空发动机低转速下既向轴承腔少量供油以对轴承进行润滑又防止轴承腔内供油过多而导致漏油的设计要求.研究方案可为解决航空发动机低转速下轴承腔漏油问题提供设计参考.      

航空发动机可靠性试验方法研究

在分析航空发动机相关标准的基础上,对发动机在研制过程中零部件和整机试车、试飞项目及其考核目的进行研究。对试验进行了分类,提出了开展极限/强化试验的必要性;以故障模式及失效机理分析为依据,阐述了发动机在研制过程中成附件可靠性极限/强化试验的方法、应用原则及效果,并针对高周疲劳、性能稳定性和耐久性等考核重点梳理了整机可靠性试验的条件和载荷设计要求,提出了整机可靠性试验载荷谱选用建议。