活塞式航空煤油发动机冷启动性能试验

针对启喷转速、燃油温度、点火能量等影响因素,在一台排量650 mL的单缸试验机上,开展了对航空煤油发动机冷启动性能的试验研究。结果表明:随着启喷转速的提高,启动时间呈现先变短后变长的趋势,启喷转速为1 200 r/min时启动时间最短;燃油温度的提高对冷启动性能和燃烧特性都有提升,在本文试验条件下,燃油温度为50 ℃时即可成功启动;提升点火能量对火核形成和火焰传播都有积极影响,可显著缩短启动时间,但当点火能量增大到75 mJ之后,其改善作用已不明显。     

涡轴发动机燃气涡轮叶片动应力测试技术研究及验证

针对涡轴发动机高转速燃气涡轮叶片动应力测试中出现的应变计短路、高温导线断裂和线芯窜动问题,开展了动应力测试技术研究。提出了加宽基底喷涂固定应变计、优化高温导线布线、改进高温导线等工艺方法,并进行了试验验证。试验结果表明,共振转速试验测试值与计算值基本一致,共振转速测试结果准确有效。通过研究,获得了具有实际应用价值的涡轴发动机燃气涡轮叶片动应力测试技术,可为同类测量提供参考。     

征稿启示

《燃气涡轮试验与研究》是经原国家科委批准的正式期刊(双月刊),由中国航发四川燃气涡轮研究院主办,面向国内外公开发行。本刊以燃气涡轮技术为基础,重点报道航空动力装置试验研究、设计和制造行业中具有学术价值、工程应用价值和创造性的科技成果及其在国民经济领域的应用,以试验研究为特色。本刊的发行范围已涵盖航空科研院所、工厂、高校、航空工业主管部门,以及相关行业,是传播航空发动机专业信息和活动的理想平台,受到航空界知名专家、教授和学者的喜爱与关注。     

导流锥结构参数对燃气弹射筒内压力冲击平滑效果影响研究

针对导流锥结构参数对内弹道流场耦合影响问题,基于动态分层动网格技术,构建了含导弹运动和二次燃烧的内弹道数值模型,并验证了模型可靠性。解耦分析了导流锥半径、高度及冲击高度对内弹道流场特性和载荷的影响。结果表明：导流锥的结构直接决定燃气飞溅现象的产生和流场结构的紊乱程度,导流锥的半径、高度和冲击高度的改变会对燃气反射点的位置、二次燃烧的区域以及剧烈程度产生影响;结构优化后的导流锥,较大程度地缓解了冲击现象,获得了较好的平滑效果,筒底压力较实验装置降低了24.5%。     

一个新的可压缩性修正的k-ε模型

考虑结构可压缩性修正的影响,发展了一个同时考虑结构可压缩性修正和膨胀可压缩性修正的k-ε湍流模型,新模型包括Chang可实现性、Heinz湍流动能产生项以及Sarkar可压缩性三部分修正.新模型扩宽了以往发展的可压缩性修正模型的适用范围,适用于高超声速(M>5)复杂湍流流动中.通过对多个复杂超声速横侧射流工况的计算,验证了新模型的预测效果.与实验结果相比表明,几个工况下新模型的预测精度都显著高于标准k-ε模型.流体分离强度越大,新模型的修正效果越显著.与标准k-ε模型相比,新模型计算结果与实验更加接近.     

主流逆压力梯度下气膜孔流量系数的实验

为研究主流逆压力梯度下气膜孔的几何结构和气动参数对流量系数的影响规律,采用放大模型在低速回流式风洞中进行了实验。在对比研究圆柱孔和双向扩张孔流量系数基础上,重点研究了双向扩张孔的流量系数。结果表明,双向扩张孔的流量系数比圆柱孔的流量系数高。前倾角越大,流量系数越高;径向角越大,流量系数越高。流量系数随动量比的增加而增高,在动量比小于4时增幅尤其明显。主流湍流度增大使流量系数增大,动量比越小,增幅越大。除了在孔轴线与平板的夹角较大情况外,密度比对流量系数的影响较小。     

某型燃气涡轮起动机空中起动试验

为验证原本只为在地面起动发动机而设计的某型燃气涡轮起动机的空中辅助起动性能,在飞行试验台上,对其进行了空中辅助起动试验。与在地面起动发动机时的参数进行比较,得到了有意义的结论,掌握了其在空中工作时参数的变化规律,为提高该型燃气涡轮起动机空中辅助起动性能提供了依据。     

孔间距和前倾角对进出口扩张形气膜孔流量系数的影响(英文)

Discharge coefficients of 3-in-1 hole of three inclination angles and three spacing between holes are presented which described the discharge behavior of a row of holes. The inlet and outlet of the 3-in-1 hole both have a 15° lateral expansion. The flow conditions considered are mainstream turbulence intensities and density ratios of secondary flow to mainstream. The momentum flux ratios varied in the range from 1 to 4. The comparison is made of the discharge coefficients of three shaped holes to find an optimal hole with low flow loss. The results show that the discharge coefficients of 3-in- 1 hole are highest in three shaped holes and therefore this article is focused on the measurements of discharge coefficients of 3-in-1 hole for various geometries and aerodynamic parameters. The measured results of 3-in-1 hole indicate that turbulence intensities, density ratios and momentum flux ratios have weak influence on discharge coefficients for inclination angle of 20°. The high turbulence intensity yields the small discharge coefficients for inclination angle of 45° and 90°. The increased both momentum flux ratios and density ratios lead to the increased discharge coefficients for inclination angle of 45° and 90°. The increased inclination angle causes the rapidly increased discharge coefficients. There is a weak dependence of discharge coefficients on hole pitches.     

燃气二次喷射推力矢量控制系统启动过程非定常效应研究

采用数值模拟方法对燃气二次喷射推力矢量控制系统启动过程中非定常效应进行了研究.给出了详细的喷流瞬态干扰流场结构, 以及喷流瞬态干扰区随时间改变的流场细节特性,分析了流动参数和发动机内弹道性能的动态变化过程.研究表明,主/次流干扰流场内流动参数的分布及变化呈现复杂的多样性,启动过程中所呈现出的动态特性与系统稳定工作时有着明显的差异,侧向控制力、燃烧室平衡压强和发动机推力均有显著变化.在飞行器设计中,必须从安全控制的角度出发,考虑这一非定常效应的影响.     

基于能量的飞机横侧向控制方法研究

结合偏差控制与总能量解耦思想,将总能量控制原理应用于飞机的横侧向控制,实现了滚转与偏航模态解耦及偏航角、侧滑角的无稳差控制。对某型运输机典型飞行状态进行了横侧向解耦控制律设计和仿真,仿真结果表明,基于飞机纵向总能量控制同样能用于飞机的横侧向飞行控制,较好地实现了偏航角和侧滑角的信号跟踪及滚转与偏航模态的解耦。