齿轮传动：普惠的选择

虽然飞机制造商还没有提出下一代单通道飞机的方案，但普惠已经决定率先下注，押宝在齿轮传动涡轮风扇（GTF）上。普惠公司一直致力于开发GTF技术，也是最先宣称为下一代单通道飞机研制新结构发动机的航空发动机制造商。在2008年范堡罗航展的第一天，     

涡轮叶片辐射热冲击疲劳试验应力温度场模拟仿真

针对传统热冲击试验中大梯度热环境模拟难以实现的问题,采用虚拟试验技术,对基于石英灯辐射加热方式实现叶片热冲击疲劳特性试验的热环境进行模拟。以航空发动机涡轮叶片目标温度场分布为基准,模拟单纯石英灯辐射加热以及石英灯辐射结合内膜气流冷却这2种热环境状态。模拟结果表明:在辐射加热的同时引入内膜气流冷却后,模拟温度场与目标温度场分布更为接近,能够准确模拟涡轮叶片结构上沿厚度和叶弦方向的温度梯度以及结构内的热应力,从而保证热冲击疲劳试验方法的有效性。     

涡喷—7甲（乙）发动机高温涡轮空心气冷叶片研制

本对我国第一代在航空发动机上采用的高温涡轮Ⅰ级导向和Ⅰ级工作空心气冷叶片的探索，研制和使用情况，分别做了较详尽的综述。可供从事高温涡轮空心气冷叶片研制的科技人员参考。     

固体燃料ATR涡轮/压气机匹配方法研究

为了获得固体燃料空气涡轮火箭发动机(SP-ATR)中涡轮和压气机的匹配工作特性,建立了涡轮和压气机的工作特性模型,根据SP-ATR转速、功率和背压平衡的工作特点,分别基于涡轮和压气机的工作环境先后采用两种不同的方法完成了二者的匹配。对比两种匹配方法得出结论:(1)基于涡轮的匹配方法与转速稳定过程一致,可确定特定飞行环境中发动机的转速;(2)基于压气机的匹配方法需要条件更少、适用范围更广,可用于特定转速调控方案下驱涡燃气流量的确定。两种匹配方法的计算结果相对Ax STREAM仿真结果的最大误差为10.75%,两种匹配方法的计算结果相差不超过8%。将建立的匹配方法应用于HARM弹自主爬升飞行过程,得到SP-ATR驱涡燃气流量的定量调控规律。     

固体燃料空气涡轮火箭发动机工作模式

根据SP-ATR目前存在的燃气难以兼顾清洁和富燃的问题,文章提出将原本由1股燃气单独承担驱动涡轮和补燃功能的工作模式分解为由2股燃气分别担负驱涡和补燃功能的工作模式。通过对比分析该工作模式的SP-ATR和固冲发动机、涡喷发动机工作特点,提出了适合该形式SP-ATR的性能计算模型,得到其飞行包线,发现该SP-ATR工作包线宽广,可完全包含涡喷和固冲发动机的工作包线。在此基础上,计算得到了SP-ATR在不同空域和速度条件下的飞行性能及变化规律:(1)随飞行高度和速度的增加,其比冲、比推力增加,但性能随外弹道变化幅度较小,整个工作范围性能稳定;(2)在近地面和低空SP-ATR均可实现低空亚音速盘旋和5 km高度以上的超音速飞行,且在比冲高于6 700 N.s/kg,同时保持比推力大于1 100 N.s/kg;(3)高空SP-ATR工作高度速度范围宽,比冲性能与冲压发动机相当,比推力为冲压发动机的2倍,相同飞行速度条件下飞行高度增加比冲增加、比推力增加,具有在更高高度巡航潜力,高空性能优势明显。     

动叶顶部间隙结构对涡轮性能影响的数值分析

富氧燃气中工作的涡轮动叶顶部间隙较大,导致泄漏损失很大。通过对四种不同动叶顶部结构的涡轮级进行流场数值模拟,比较了其对涡轮性能、流场的影响。结果表明,动叶顶部围带与壳体迷宫结构的泄漏量最小,因而效率损失最小。     

涡轮冲压组合发动机技术发展

涡轮冲压组合发动机是实现高超声速飞行的关键动力装置,其中高速涡轮发动机是技术研究重点。虽然由于技术难度过高,所需经费巨大,但是涡轮冲压组合发动机的研究仍然取得了一定的研究成果。     

美国军用直升机动力装置研发进展

美国军用直升机动力装置在2013年取得了多项重大进展：启动全新的涡轴发动机技术预研计划,为新一代联合多任务（JMR）旋翼机发展动力技术;改进涡轮发动机项目进行了首台HPW3000和GE3000发动机的试车;未来经济可承受涡轮发动机预研计划进展顺利;GE38-1B发动机首次安装在CH-53K重型直升机上进行了测试,为今年的首飞打好了基础。     

大膨胀比跨声速涡轮流动结构及损失的数值研究

为了揭示跨声速大膨胀比涡轮损失的主要特点和两种不同尾缘冷却方式对损失的影响,以典型大膨胀比跨声速涡轮和跨声速叶栅为研究对象开展了数值研究。研究发现大膨胀比跨声速涡轮的主要损失是叶型损失,占到总损失的65%左右,尾缘激波损失是叶型损失的主要来源。尾缘全劈缝冷气入射通过提高尾缘基压区基压来减少尾缘膨胀波对气流的加速程度,从而降低最高马赫数和激波损失,尾缘压力面劈缝冷气入射通过改变叶片尾缘压力面激波波系结构,使原来的一道激波变成两道或者两道以上的弱激波,从而减少激波损失。两种尾缘冷气方式都有利于降低大膨胀比跨声速涡轮激波损失,但压力面劈缝冷气入射方式效果更为明显。