航空燃气涡轮发动机起动性能分析

快速、可靠的起动能力是航空燃气涡轮发动机的最重要的特性之一,影响其起动的因素多而复杂,而航空燃气涡轮发动机宽广的工作范围又给起动控制系统的设计带来了困难。本文根据某型航空燃气涡轮发动机起动试验过程中的情况,通过数字仿真和试验数据,综合分析了影响起动性能的各种因素。      

某型辅助动力装置地面起动过程故障分析

针对某型辅助动力装置在地面低温起动时多次发生的超温、喘振现象,进行了起动系统工作原理分析,并对比了起动成功和失败时发动机主要参数,详细研究了发生该故障的几种可能性,给出了解决方案。     

一组不同内收缩比二维进气道唇口开启过程实验研究

设计了小型直联式实验台,模拟来流马赫数5.3,对一组具有不同内收缩比的二维进气道唇口开启过程及其特性开展了实验研究.进气道唇口的角度位置和隔离段高度均可调节,由此实现进气道不同内收缩比要求.通过分析进气道底板壁面压力分布,总结了进气道开启过程特性及其影响因素.     

直连式脉冲燃烧风洞起动过程研究

直连式脉冲燃烧风洞的起动过程是一个非常复杂的瞬态过程,采用光电测量系统和数值方法对其进行探索性研究.试验中,光电探测系统在非常短的传输距离上测出了高速起动激波的速度.通过与试验结果对比,验证了所采用的数值方法的可行性.研究表明:起动激波往下游的运动过程具有一定的规律性;由于内型面的变化导致起动激波速度在起动过程中发生变化.     

某型涡轴发动机起动电磁活门检测仪设计

为了在不试车、不试飞的条件下,检测某型涡轴发动机起动电磁活门的工作性能,设计了某型涡轴发动机起动电磁活门检测仪,给出了主要功能、组成和工作原理。试验结果表明,该检测仪性能稳定、可靠性高、维护方便。     

扰动对超声速进气道起动状态影响的数值模拟

对超声速冲压发动机进气道—喉道段进行了二维稳态流场数值模拟,给出了反压与攻角变化对冲压发动机进气道起动状态影响的数值模拟结果。得到不同反压及不同攻角下进气道—喉道段流场,分析了起动与不起动时进气道—喉道段壁面静压分布特性。     

几何高度对RBCC发动机超声速侧压式进气道起动性能的影响

对两类典型的侧压式进气道在来流Ma=1.5～5.0范围内的起动性能开展数值模拟研究,研究了几何高度对进气道性能的影响.研究发现:不同高度的进气道起动过程所表现出来的流场特征差别较大,对于合适的高度,进气道未起动时的性能大为改善,起动过程的性能变化趋于平缓,起动马赫数较小（存在最小值）,此时进气道具有较好的起动性能并能在来流马赫数小于自起动马赫数时较好工作.      

开式风洞超声速压气机流场起动的数值研究

在开式风洞超声速平面叶栅试验中,从试验启动到叶栅建立超声速流动状态的过程,即超声速流场起动问题,已成为公认的难题。为建立可行的开式风洞超声速流场起动方法,奠定开式超声速风洞的使用基础,基于某超声速风洞,以超声速压气机平面叶栅为研究对象,开展三维数值仿真研究;分析试验条件下超声速流场起动失败的原因,制定三种流场起动方案。结果表明：起动失败的原因为叶栅前缘形成了一道强正激波;仅提高风洞进口总压无法建立叶栅超声速流动状态;仅增大下壁溢流缝宽度可起动超声速叶栅流场,但有效叶栅流道数量减少,壁面附面层增厚;保持上、下壁溢流缝宽度在1 倍栅距以上,在栅前上、下壁设置超声速墙并进行抽吸,可有效起动超声速流场,相邻流道出口马赫数最大波动0.01,出口气流角最大波动0.09°,周期性可满足试验需求。     

新型液体火箭发动机试车台起动试验系统方案设计

为满足总体对发动机地面试验入口压力的设计要求,提出了三种试车台起动试验系统设计方案。论证表明,设计方案可行,布局紧凑、合理。综合考虑,确定起动容器与主容器接力试验系统作为新建台的设计方案。     

大功率船用柴油机起动性能试验研究

为了满足大功率船用柴油机的快速起动需求，针对船用柴油机的起动过程进行试验研究，总结了不同因素对船用柴油机起动性能的影响规律。试验结果表明：柴油机在起动初期，起动机退出时间应不早于共轨建压时间；喷油参数对起动性能的影响最大，占比超过48%，通过优化喷油参数可以大幅改善起动性能。对于大功率船用柴油机，采用低轨压、小油量起动，然后迅速切换至高轨压、大油量的喷油策略，可以使柴油机快速喷油并释放大量热量、有效缩短起动时间。