航空涡轮风扇发动机噪声分析

航空涡轮风扇发动机是民航干线客机的主要噪声源，本从噪声产生的物理机理出发，简要分析了航空涡扇发动机的噪声源，并论述了业已应用在航空涡扇发动机上的主要降噪措施。     

TA-6发动机的引气特性

在TA-6发动机的压气机出口处引气,得到了发动机转速不变条件件下压气机增压比、引气阀压力损失系数、引气管内气流总压和引气气流温度与引气量之间的关系。研究表明,相对引气量在9～22％范围内变化时,TA-6发动机流量几乎不变,压气机增压比变化仅5％,引气压力为1.27×10~2～2.45×10~5Pa,引气温度约473K。所得结果可为燃气涡轮装置引气设计提供参考。     

固冲火箭技术的发展与展望

通过若干典型例子系统总结了目前固冲火箭技术的研究与进展情况,着重指出了该技术在达到实际应用之前尚存在的关键技术问题,并对今后的研究与发展方向提出了建议。     

固体火箭发动机内绝热层烧蚀率实验研究

根据固体火箭发动机内绝热层烧蚀环境,设计研制了一种绝热层烧蚀试验发动机。利用该发动机不仅可进行绝热材料配方筛选,而且通过调节压强、流速及冲刷角进行缩比发动机烧蚀模拟试验和各种烧蚀率影响因素分析。在大量实验研究的基础上,提出了一种能较精确测量绝热层烧蚀率的测试方法和实验评定方法。分析了发动机工作压力、流速、气流冲刷角、裂纹,脱粘、气孔、夹层及搭接缝对绝热层烧蚀率的影响。测试结果与实际发动机解剖数据有较好的一致性。     

中推预研核心机高压涡轮导向叶片结构特点

介绍了中推预研核心机高压涡轮导向叶片的结构特点及其对试制工艺的要求，该导叶是将高温耐热合金叶身与上，下缘板分开精铸后高温钎焊而成的极其复杂的多层次爆组合件。按照“对流－冲击－气摸”复合式气冷的要求，用激光和电光花等加工方法，在叶片的各部位打出了数众多的气膜孔和冲击孔，工艺难度很大，经过攻关后才得以实现。     

短环燃烧室燃油喷射技术

简要说明了燃烧室的结构特征，具有阐述了头部雾化装置中喷咀选型的设计试验论证工作，介绍了燃烧室设计点模拟试验的良好结果。分析说明了燃油喷雾对出口温度场的重大影响。     

液体火箭发动机故障特性动态模拟

以某大型泵压式供应系统液体火箭发动机为研究对象, 建立了液体火箭发动机非线性动态数学模型。针对已发生过或可能出现的故障形式, 以阶跃形式输入, 进行了故障状态下动态特性模拟。数值方法用四阶定步长龙格-库塔方法发展而成的自适应变步长龙格-库塔法。计算结果表明, 所建模型较精确合理, 数值方法满足故障模拟的要求。该工作为故障模式提取、监控参数优化选择、基于模型的故障检测与诊断等发动机健康监控问题的研究奠定了基础。      

液氧烃类发动机循环系统比较

本文通过理论计算得出两种循环的液氧/烃类发动机参数和性能,计算了混合比、涡轮进口温度、泵效率等参数对发动机性能的影响。利用涡轮功率平衡方程推导出发生器循环的涡轮流量与总流量比和燃烧室压力的关系;分级燃烧循环的燃料泵出口压力与燃烧室压力的关系。最后分析了两种循环的适应范围。