三旋流燃烧室喷嘴雾化性能试验研究

为了获得三旋流燃烧室喷嘴雾化性能与喷嘴几何尺寸的相互关系,针对供油压力以及旋流槽长宽比和旋流槽角度等关 键结构参数对燃油流量、喷雾锥角和雾化性能的影响进行了试验研究。采用3 维相位多普勒粒子分析仪测量了某一直线上各点的 索太尔平均直径和数密度分布,以及Rosin-Rammler 分布的特征直径和均匀度指数。结果表明：当供油压力提高时,燃油流量和喷 雾锥角增大;旋流槽几何尺寸的变化对燃油流量和喷雾锥角有不同的影响,当旋流槽长宽比和旋流槽角度增大时,燃油流量减小, 喷雾锥角增大。研究所获得的规律为三旋流高温升燃烧室的喷嘴优化设计提供了重要的理论依据。     

下缘板孔对涡轮叶片尾缘内冷通道流动换热影响的数值研究

涡轮叶片下缘板出气孔对内冷通道的流动和换热性能有较大影响。通过数值模拟方法研究下缘板出 气孔对尾缘和下缘板双路出气涡轮叶片尾缘内冷通道内的流动和换热特性,对比分析孔径、孔形和孔位置对尾 缘溢流孔流量系数、尾缘出流比、尾缘通道内总压系数和尾缘内冷腔壁面换热特性的影响。结果表明:下缘板 出气孔孔径对流量系数分布的影响显著,孔径增大,尾缘溢流孔流量系数下降,尾缘出流比减小,尾缘内冷通道 内压力损失降低,内冷腔平均换热系数增大;孔形对上游内冷通道内流动和换热几乎没有影响;孔位置变化对 内冷通道壁面整体的换热系数影响很小,对局部影响较大。     

活门型孔“化方为圆”算法

通过对航空发动机控制系统活门型孔的流量系数稳定性控制的方法进行研究,提出了一套能够将方形活门型孔转化为有规律排列组合小圆孔的算法,并通过实例验证了算法的正确性,同时转化误差小于0.7%,基本实现了工程意义上的等流量系数。该算法将加工工艺性差且计量精度低的方形活门型孔转化为有规律排列组合小圆孔,消除了方形型孔流量系数变化的影响,改变了活门型孔加工方法,减少了对人和环境的危害,提高了活门型孔的计量精度,减小了活门的液动力,具有极大的工程应用价值。 该算法可以实现将方形、梯形（含三角形）及其组合型孔等任意型孔的转化,具有工程上的普遍适用性。     

迈向智能数控系统的需求与展望

对数控系统的发展历史及现状进行了分析,重点从组成结构、驱动特点、工艺方法及功能等方面总结了不同发展阶段的体征。随着PC及开放体系结构的影响,数控系统呈现百花齐放的发展。数字化、网络化到智能化成为智能制造发展的共识,数控系统从诞生开始就走着数字化的道路,现场总线、实时以太网及工业互联网技术不仅使数控系统自身,而且与外界实现网络化互联。在分析数控机床智能化需求的基础上,对国内外智能化数控系统的技术路线和实现案例进行了剖析,指出了发展智能数控系统的关键技术。     

双发进气道抽吸试验系统及流量高精度测量技术

针对常规进气道试验方法存在流量测量精度低、综合试验能力差等诸多问题,及无法满足不同类型进气道在不同工况下开展性能试验的需要的状况,建立了一套应用于TBCC等双发发动机进气道风洞试验的抽吸试验系统及流量高精度测量技术.系统采用文氏流量计测量方法,以提高进气道流量测量的精度;采用在流量计末端直接加装中压环形引射器抽吸进气道主气流的方法,以满足不同类型进气道在不同工况下对吸入流量的需求;通过设计两套独立的管道系统并分别进行流量的测量与控制,以满足双发进气道不同工况性能匹配和耦合试验的需求.通过风洞验证试验验证了流量计的测量效果和引射器的引射能力,通过风洞应用试验验证了试验系统对不同形式进气道的综合试验能力.试验结果表明,试验系统测量精度高,引射抽吸能力和综合试验能力强,能全面满足各类进气道风洞试验的需求.     

基于进发匹配的自适应循环发动机总体性能设计初步研究

建立了自适应循环发动机与进气道的流量匹配数学模型,提出了一种可行的自适应循环发动机总体性能设计方法,并以此为基础对采用FLADE(Fan on Blade)的自适应循环发动机的设计参数选取和性能优化开展了研究。结果表明,自适应循环发动机性能设计,需综合考虑超声速进气道高空大飞行马赫数设计点和发动机地面静止起飞设计点的进发流量匹配需求;发动机设计点FLADE涵道比取值,应随着进气道设计马赫数及该飞行状态下冷却用气需求量的增加而增大。     

一种基于横向压力控制的前体流动特性分析

为了探究前体构型对进气道气动特性的影响,在相同的压缩角度及几何长度下,设计了升力体前体和类乘波体前体两种构型方案。就不同构型对前体/进气道气动特性的影响开展了三维数值模拟研究,并与进气道二维流动进行了对比分析。结果显示,相比于进气道二维流动,三维升力体和类乘波体前体构型在设计状态和不同来流攻角下均存在一定的横向压力梯度,导致进气道流量捕获能力降低,与二维流动差异较大,前者流量系数下降20.3%,后者下降9.0%。相比较而言,类乘波体前体在流量捕获能力及升阻比等方面性能更优。增大类乘波体前体宽度比和前缘角度,可以减小前体横向压力梯度,提高前体/进气道的流量捕获能力,前者提高了升阻比,而后者则降低了升阻比。     

多齿轮缘封严特性的实验

使用气体体积分数法得到了多齿轮缘封严的封严效率分布,获得封严效率随无量纲封严流量变化规律,最终拟合得出实验工况下的最小封严流量计算关联式（实验中主流雷诺数为1.42×105~3.20×105,旋转雷诺数为5.27×105~1.36×106）.通过对二氧化碳体积分数的测量结果表明:在盘腔内部高半径处封严效率较低,而低半径处封严效率一直处于较高的水平;封严效率随封严流量的变化与Owen封严效率方程有较好符合度,说明可以用封严效率方程对多齿轮缘封严进行预测,实验结果进一步扩展了其应用范围.      

浅谈某型飞机供油箱超压的排故方法

针对某型飞机空中报供油箱超压的故障现象,分析故障产生的引发因素,再结合实际经验和引发因素梳理排故思路,并通过飞参数据判读和该型飞机燃油系统的输油原理进行具体分析,针对可能性最大的故障因素实施有针对性的排故方案,并结合分析结果进行故障验证,最终确定了导致故障的真正原因,排除了故障,并总结了相关的经验。     

某型航空发动机燃油喷嘴性能试验器的研制与应用

燃油喷嘴性能试验器是一台新型的自动化高效率试验器,采用质量流量计覆盖产品测量全量程,同时具有手动与自动试验功能,并能够生成打印报表,操作简便、测试效率高。此试验器主要用于测试某型发动机燃油喷嘴流量、喷雾角度、喷嘴内部密封性试验,并具有喷嘴启封、吹除喷嘴内部液体的功能。