涡轴发动机燃烧室头部流场试验研究

对涡轴发动机短环直流燃烧室进行了突扩区和火焰筒头部间流场试验研究。采用ＬＤＶ多谱勒激光测速仪测量了燃烧室头部的时均速度场和各测量点的紊流强度，并绘制了流谱。通过对七种不同结构方案扩压器进行试验，研究了几何参数和前置扩压器出口气动参数变化对突扩区和火焰筒头部间速度场以及各点紊流强度、旋涡位置与大小的影响。通过流场分析找出各参数对燃烧室性能影响的规律。本试验结果可为涡轴燃烧室的优化设计提供可靠的有应用价值的试验依据。     

边界条件对变循环发动机多维度仿真模型的影响研究

为了研究变循环发动机（Variable Cycle Engine,VCE）多维度仿真模型中整机零维仿真模型与核心机驱动风扇级（Core Driven Fan Stage,CDFS）三维仿真模型之间边界参数传递处理方式对计算结果的影响,建立了CDFS和前可变面积涵道引射器（Forward Variable Area Bypass Injector,FVABI）耦合三维仿真模型及CDFS单部件三维仿真模型,对比了CDFS工作特性及出口区域静压分布的差异,并采用迭代耦合方法将CDFS工作特性耦合于循环参数分析,研究了CDFS出口静压分布差异对VCE多维度仿真模型计算结果的影响。结果表明,耦合仿真模型中CDFS稳定工作范围随着内涵出口静压变化而变化,其数值喘振点的换算流量与CDFS单部件仿真模型存在明显的差异。FVABI部件的存在降低了内涵出口及FVABI出口的平均静压边界条件对CDFS出口区域静压分布的影响,而且CDFS内、外涵流量分配会显著影响CDFS出口区域的静压分布。因此,由耦合仿真模型得到的CDFS出口区域静压分布更为真实、合理。超声速巡航工况下,相较于在CDFS出口使用平均静压边界条件,VCE多维度仿真模型在使用真实静压分布之后,CDFS内涵压比和等熵效率基本不变,CDFS外涵压比和等熵效率分别降低了0.86%和2.27%,导致VCE推力升高了0.41%,且迭代次数大幅降低。     

基于气路参数融合的涡扇发动机性能退化预测

针对单参数驱动的涡扇发动机性能退化预测精度不高的问题,提出了一种基于气路参数融合的涡扇发动机性能退化预测的方法。通过监测发动机性能退化过程中多源参数,采用专家经验和核主成分分析相结合的方法,进行发动机性能参数的选择和融合,从而构建健康参数。基于非线性Wiener过程构建涡扇发动机退化模型,采用极大似然方法求得发动机退化模型的离线参数估计值;由于不同发动机性能退化的差异性,基于贝叶斯更新理念对随机参数进行实时更新,可以实现对单台发动机的性能退化实时预测。通过实例验证,采用此方法在预测末端方均根误差为0.028 3,整体预测精度提升了54.5%,可以辅助指导维修决策。      

民用航空发动机性能故障诊断途径

发动机性能状态监控是保证飞行安全的重要手段.航空专用数据链通信系统(ACARS)和快速数据存取记录器(QAR)已经越来越普遍地被各航空公司所采用.介绍了多个综合利用ACARS、QAR译码巡航报告等信息对V2500发动机进行性能故障诊断的案例,对如何利用多种手段和EHM软件对V2500发动机进行故障诊断作了总结.     

燃油离心泵多目标优化设计及仿真分析

针对燃油离心泵高效、高抗汽蚀的优化设计问题,进行了基于损失模型和SQP(Sequen?tial Quadratic Programming)算法的多目标优化设计及仿真研究.建立表征叶轮和蜗壳等水力、容积和机械各效率的综合损失模型,并利用必需汽蚀余量来表征汽蚀特性.利用SQP算法构造合理的适应度函数,建立离心泵多目标优化...     

火箭发动机双向摇摆机构运动学研究

从并联机构的角度精确求解发动机双向摇摆机构运动学。用矢量法列出了双摇摆机构的运动约束方程,由半角公式及Sylvester消元法得到了发动机摆角的一元16次方程,求解并筛选获得了发动机摇摆机构的运动学正解,并推导出运动学反解的解析表达式。SimMechanics建模仿真证明了计算结果的正确性。用该法分析了现发动机姿态角近似计算方法的误差。研究对火箭姿态控制算法有一定的参考价值。     

关于航空发动机吸鸟适航条例的变化与思考

随着民用航空发动机向高涵道比、低噪声方向发展,以及人类环保意识的增强。飞机被鸟撞的概率加大,世界各国适航当局需要不断更新鸟撞适航标准来保证飞行安全。跟踪研究航空发达国家航空发动机的吸鸟适航标准,把握新的适航条例和验证技术,将有益于我国大型客机和民用大涵道比航空发动机的研制。     

空客A320低压燃油关断活门控制原理和ECAM指示的解释

序言笔者在做更换CFM56-5B发动机瞬时放气活门TBV工作时,拔出低压燃油关断活门跳开关1QG、3QG后,在实施更换过程中发生了燃油大量泄露的现象,由此萌发深入研究低     

预热温度对热障涂层表面裂纹形成的影响

先进航空发动机与燃气轮机热端部件的服役温度不断提高,对热障涂层性能提出了越来越高的要求。在涂层中引入一定密度的周期分布表面裂纹,可以同时提升其隔热性能和服役寿命,是一种极具潜力的先进热障涂层技术。然而,目前关于这种涂层中表面裂纹形成的力学机制研究尚不充分。以等离子喷涂热障涂层表面裂纹的形成过程为对象,发展了考虑热应力的多层结构剪切滞后模型,推导了表面裂纹形成前陶瓷层内应力场与位移场的解析解,获得了不同预热温度下陶瓷层内平均应力、平均应变能密度及总应变能随涂层厚度的演变规律,发现：在表面裂纹形成前,陶瓷层内平均应力和平均应变能密度不随其厚度改变,而总应变能随其厚度线性增大,这说明陶瓷层内总应变能是衡量能否在涂层中形成表面裂纹的关键参量;在其他喷涂参数不变的情况下,预热温度越高,表面裂纹越容易形成。本文阐明了预热温度对表面裂纹形成的影响,为实现高热障和高应变容限热障涂层的可控制备提供了理论指导。     

航空发动机双性能盘制造技术与机理的研究进展

具有双重组织的双性能涡轮盘和压气机盘因其优秀的综合性能而成为制造高推重比航空发动机的研究热点.介绍国内外航空发动机用高温合金、钛合金双性能盘的研究进展,对双合金双组织双性能盘和单合金双组织双性能盘进行比较,着重分析两类盘在制造过程存在的主要问题,未来双性能盘的研究重点将落在适合双重热处理的粉末合金和钛合金、双重热处理装置改进、超细晶盘坯和双合金连接弱化方面.