双级高压涡轮气动性能试验状态模化方法

针对双级高压气冷涡轮的低温试验状态模化方法，对以空气为工质、基于不同相似准则数的试验模化状态的流场相似 性进行数值仿真。结果表明：对于有冷气试验模化方法，采用出口马赫数与设计状态一致的模化方法可获得相似性较好的试验状 态流场，此时反力度、载荷系数、马赫数均能保证良好的相似性，主要相似准则数偏差不超过5%；对于无冷气试验模化方法，保持 涡轮几何不变并增大膨胀比使得等熵速比与设计状态的一致，或通过改变叶片数保证各排出口马赫数与设计状态的一致，均能显 著改善无冷气模化状态与设计状态的流场相似性。其中前者反力度相似性接近98%，而后者载荷系数和马赫数的相似性达到了 同样水平，但破坏了模型的几何相似。     

激光切割与类似工艺的比较

激光切割是一种加工精度高、速度快、应用广泛的切割技术，本文从加工能力和成本两个方面，介绍了激光切割与细等离子束切割、带磨料高压水切割之间的相同点和不同点。     

钨渗铜材料在真空高压开关上的应用

为适应高压真空开关抗熔焊、耐电蚀、高电导、低含气量等要求，对传统的生产工艺作了一系列改进，采用纯钨粉经模压成型、高温烧结，然后一次完成渗铜和覆铜。结果表明，钨骨架强度高，钢呈网状分布，基体组织细小均匀，气体含量低，覆铜层与钨铜基体结合紧密，从而满足了使用要求，降低了成本，获得了较好的经济效益。     

涡轮叶尖间隙计算实现方法与结果分析

叶尖间隙分析是研究叶尖问隙控制方法，改善发动机性能的重要内容。本文应用有限元ANSYS软件分析了某型发动机高压涡轮在温度场及离心力作用下叶尖间隙在发动机工作过程中的变化情况，介绍了涡轮各构件换热边界条件的计算方法，给出了对涡轮盘施加温度场的新方法。计算结果表明：除起动初期及停车前的很短时间外，离心力引起的涡轮盘径向位移为轮盘总位移的20％左右；离心力所引起的叶片径向位移约为叶片总位移的5．5％。     

航空发动机的一种新型主燃油泵设计

根据航空发动机对主燃油泵的新要求,阐述了满足这些要求的一种离心一高压变流量旋涡组合泵的选型理由,着重论述了确定离心泵式燃油增压泵设计流量的新思路和调节离心泵流量的结构原理,简要介绍了旋涡泵及其协同工作,最后通过与已广泛采用的离心-齿轮组合泵的性能比较,阐释了这种离心-高压变流量旋涡组合泵的先进性。     

高压空气动力系统及其生成效率

提出了全过程环保动力系统的概念及实现这一动力系统的要求。并提出一种符合该要求的动力系统实现方式——高压空气动力系统，该系统整个过程的效率受该系统的生成效率和释放效率两方面的影响。本文只讨论其生成效率及提高途径。     

涡轮间燃烧器试验验证了UCC概念的可行性

美国空军研究实验室（AFRL）推进部的超紧凑燃烧室（UCC）研发团队不久前通过在试验件上游使用另一个燃烧系统来模拟真实发动机环境，以涡轮间燃烧器（ITB）的模式成功试验了由AFRL开发的UCC。此次试验中，采用了一个简单的涡流稳定燃烧系统来提供不同恶化值（即氧气值）的ITB进口空气，以模拟燃气涡轮发动机高压涡轮排出的反应过的高温混合物。基于AFRL设计的超紧凑燃烧室，对四种不同的ITB设计结构分别进行了试验。试验表明，其贫油熄火油气比极限只有目前系统的25％～50％。这些试验结果很有意义．     

负载力对高压导叶控制偏差影响试验研究

针对某发动机交付试车检查高压导叶控制规律时,在转速上升和下降过程中出现导叶控制规律偏差大的情况,通过对高压导叶控制原理和试车数据分析,得出高压导叶控制系统负载力为影响偏差的主要因素。利用地面试验设备,采用对顶缸加载方式,开展负载力对导叶控制偏差影响试验,复现了发动机试车过程中控制规律偏差问题。试验结果表明:负载力越大,导叶控制偏差越大。     

状态方程对煤油液滴高压蒸发计算的影响

分别基于RK、SRK和PR等不同真实流体状态方程(EoS)建立了包含亚临界和超临界两种不同机制的瞬态液滴高压蒸发模型。针对我国新一代高压补燃液氧/煤油发动机,对煤油液滴在高压N 2 环境下的蒸发过程进行数值研究,重点分析了不同状态方程对N 2 -C 12 H 26 二元系统高压气液相平衡,及进一步对煤油液滴高压蒸发计算的影响。结果表明：对液滴蒸发速率影响最大的参数是液滴表面蒸气质量分数,而对该参数影响最大的则是所选取的状态方程。基于SRK和PR EoSs的高压气液相平衡及液滴高压蒸发计算结果均与试验数据符合较好,可正确描述液滴高压蒸发特性;而基于RK EoS的相平衡计算结果显著高估液滴表面蒸气质量分数和环境气体溶解度,并低估临界混合温度和偏摩尔相变热,进而在亚临界蒸发状态下高估蒸发速率,在超临界蒸发状态下低估蒸发速率。另外,基于RK EoS的计算中液滴发生跨临界转变所需的环境温度显著低于基于SRK和PR EoSs的。