某型航空活塞发动机排气门积铅机理

针对某型航空活塞发动机在含铅汽油条件下因排气门积铅而出现严重的气缸压缩性衰减问题,通过对排气门上沉积物的微观形貌及成分分析,结合该型发动机的结构设计和实际运行环境分析这种排气门沉积物的形成机理.研究表明:空中慢车时排气门运行温度过低是导致污染物在排气门上沉积的根本原因,而空中慢车时的螺旋桨风车因素和该型发动机燃油系统设计特性是导致排气门运行温度过低的主要原因。据此提出将螺旋桨风车转速降低200 r/min和小功率调贫控制排气温度在427 ℃以上等提高气门运行温度的方案,经实际运行测试有效。     

喷水射流预冷对发动机进气温度及流场变化影响的数值研究

为减小整个预旋系统的流动损失,首先对带预旋集气腔进气孔、预旋集气腔、预旋喷嘴的冷气预旋流路进行了分析,发现进气孔和集气腔会导致预旋喷嘴进口流场不均匀,相较于进口均匀条件,预旋喷嘴总压损失系数增大0.026。在此基础上提出了一种将预旋集气腔进气孔、预旋集气腔和预旋喷嘴融合设计的低损失融合式预旋喷嘴设计方案,分析表明：融合式预旋喷嘴能有效减小冷气在预旋系统内的流动损失,在设计工况总压损失系数减小0.032,并使冷气在预旋系统内流动更加均匀,提升了预旋系统的整体性能。     

考虑发动机性能退化的涡轮叶尖间隙预估方法研究

针对有主动间隙控制的某型高压涡轮,建立了考虑发动机退化的叶尖间隙预估模型,重点研究了发动机在长期使用、性能退化过程中涡轮前燃气温度和蠕变变形对叶尖间隙的影响。研究中,首先分析了间隙预测中发动机性能退化影响的引入方式,建立了对应的间隙预估流程。随后以某型发动机典型工作历程为对象,对比研究了传统间隙控制方案、考虑发动机性能退化影响两种条件下的涡轮叶尖间隙尺度变化规律,并据此开展了间隙控制策略的优化调整。研究中发现,由于发动机性能的退化,导致涡轮前燃气温度升高,使得机匣、轮盘和叶片的热变形量增大,其中在最大巡航阶段对机匣的影响最大,其伸长量达到了6.914mm,与未退化前相比增大了17%,同时由于发动机的长期使用,叶片和轮盘受蠕变变形影响,导致叶尖间隙的变化。研究结果表明,采用优化后的主动间隙控制方案,各个工况下的叶尖间隙值均控制在合理范围内,尤其在高温起飞阶段,与退化状态下的间隙值相比提高了53%,有效避免了叶片严重碰摩等故障发生。     

燃机并入冲击载荷下推进轴系动态响应特性研究

为评估联合动力装置中燃机并入冲击载荷作用下推进轴系的动态响应情况,从 SSS离合器的啮合过程出发,建立其动力学仿真模型并进行仿真计算,发现阻尼油腔在降低轴向碰撞力的同时伴随产生扭矩冲击,对轴系安全性造成影响。将不同工况下的燃机并入冲击扭矩作为激励源,对推进轴系进行瞬态响应计算,得出轴系的动态响应,其中螺旋桨轴最大应力为32.77MPa,动力涡轮轴最大应力为78.17MPa。结果表明：燃机并入过程中,油腔阻尼特性和燃机加载特性对冲击载荷及轴系响应有显著影响。为确保轴系运行的安全性,应适当选取油腔阻尼参数并尽可能在低工况下进行燃机并入操作。     

空战中机群编队分层优化算法

针对机群编队优化计算复杂的问题,提出了一种分层优化算法。根据敌我双方的距离、角度、速度以及飞机导弹、雷达的性能,建立了多机协同任务分配模型。根据空战中常用的基本飞机队形,对敌方机群编队进行分层,对每层分别计算己方对选取各种基本队形时的任务分配结果和队形优化优势值,通过比较得到己方机群编队的每层最优队形,当得到己方每层的最优队形之后,将己方每层最优队形进行组合解码就可得到己方机群编队的最优队形。仿真结果表明该方法能有效地解决机群编队队形优化问题,并且该算法具有较好的实时性。     

基于三维激光扫描的涡轮叶片高温模态测试技术

提出了基于三维激光扫描技术的发动机涡轮叶片高温模态测试技术,实现了在最高900 ℃的高温环境下的涡轮叶片模态测试。设计了一套高温环境模拟装置,实现了不同温度环境的模拟,基于振动台基础激励技术和三维激光扫描技术,建立了不同温度环境下的涡轮叶片三维测试模型,获取了准确的模态振型、模态频率等参数,验证了方法的可行性。分析结果显示:温度升高会导致涡轮叶片固有频率下降,900 ℃较常温环境1阶频率下降约6%,叶尖振型因热应力产生轻微畸变。      

压燃式航空活塞发动机转矩与空燃比的控制

通过对压燃式航空活塞发动机的空燃比进行需求分析,采用发动机转矩需求的逆向倒推法,从螺旋桨的转矩需求倒推至发动机总转矩需求,建立转矩需求的主控通道和前导通道的控制模式,前导通道是利用微分控制的超前特性,加快转矩控制的动态响应能力.由相关转矩需求和进气量估算模块计算后,建立了最优空燃比控制的计算方程,实时计算得到对应的每循...     

基于校准箱的低速风洞一体式喷流试验技术

为满足大型涡扇动力飞机的喷流试验需求,发展了基于校准箱的低速风洞一体式喷流试验技术。该技术的原理是将试验模型与喷流模拟器融合为一体进行喷流试验,风洞天平同时测量模型的气动力和喷流模拟器的推力,推力通过校准箱校准后从风洞天平测量试验数据中扣除。详细介绍了推力校准及扣除技术、空气桥技术、流量、落压比精确控制技术。为验证该试验技术可靠性,分别在校准箱和FL-13风洞开展了某飞机推力校准试验和全机喷流风洞试验,试验结果表明:推力校准精度优于0.24%,全机喷流试验的阻力系数重复性精度达到0.000 3,满足喷流风洞试验的精度要求。      

1.5级大子午扩张涡轮非定常流动和传热特性分析

大子午扩张涡轮端壁二次流与热负荷之间的关系,对于端壁冷却非常重要。本文采用几何约化法,对某1.5级大子午扩张涡轮进行数值模拟,研究了大子午扩张涡轮上端壁非定常流动和传热特性。计算结果表明：大子午扩张涡轮上通道涡尺度较大且位置发生改变,沿径向向下移动约20%叶高;R1出口泄漏涡、通道涡和尾迹是造成S2流动和传热非定常性的主要因素;传热与二次流密切相关,对传热研究必须与流动相结合。研究结果将有助于提高对大子午扩张涡轮端壁非定常流动和传热特性的认识。     

不同气体喷嘴的燃气轮机燃烧室性能对比

将原型使用-10#柴油的燃气轮机燃烧室改为使用天然气燃料的燃烧室,遵循对原型机改动量最少的原则,只对燃油喷嘴做改动设计,其余部分不做改动。为了解改型机的喷嘴与燃烧室的匹配特性,设计了三种不同孔径的天然气喷嘴（气体喷嘴开孔大小决定了燃料的喷射速度、燃料的浓度分布,进而影响燃烧室的燃烧性能）,并在改型机上进行燃烧性能试验研究。试验结果表明:改烧天然气后,设计状态燃烧效率增加,但出口温度分布有所变差,而对壁面温度分布影响不大;通过对燃烧性能进行对比分析,天然气3＃喷嘴的综合燃烧性能最优。