涡轮风扇发动机最佳循环参数选择(上)

为了在初步设计阶段选定涡扇发动机最佳循环参数,本文利用气动热力循环分析得出了计算分开排气与混合排气加力涡扇发动机耗油率和单位流量推力的解析表达式。介绍了存其他循环参数固定条件下求某一参数最佳值或两个参数同时为最佳值的数值算计方法,给出了在程序式袖珍计算器TI—59上进行计算的程序。以JT9D、F100两种发动机作为实例进行了计算。讨论了影响参数选择的各种因素。并对下一代亚音速民航机、超音速运输机及超音速战斗机所可能采用涡扇发动机的循环参数进行了予测。以降低巡航耗油率为主的亚音速民航用发动机可采用高函道比混合排气不加力涡扇发动机。循环参数选择应进一步提高函道比、单级风扇增压比以及内函增压比。以满足战斗性能要求为主的F100后继机可采用分开排气、外函加力,变函道比加力涡扇发动机,进一步提高涡轮前总温及外函道增压比。表明本文提出方法是可用的。计算工作量小,可得到满意的初步结果。     

涡轮增压固体火箭冲压发动机（TSPR）性能研究

涡轮增压固体火箭冲压发动机(Turbocharged Solid Propellant Ramjet,TSPR)是将固体燃气发生器驱动ATR与冲压发动机相结合的新型发动机循环,是加力ATR的特有形式。建立TSPR热力分析模型,分析了关键部件参数对发动机性能的影响规律。在发动机部件约束条件下对比ATR和TSPR的工作包线以及比冲、比推力性能,确定了TSPR在工作范围和能量特性的优势,提出了TSPR三个应用领域。对比四种不同加力推进剂的TSPR性能,获得了TSPR不同工作要求的加力推进剂的优选标准。     

民用大涵道比涡扇发动机性能分析

为了更加深入的了解民用大涵道比涡扇发动机的非设计点性能和引起性能参数变化的原因,文章通过模型民用大涵道比涡扇发动机为载体,采用部件法对其建模,然后对该模型进行仿真计算,研究了大涵道比涡扇发动机在给定控制规律下的转速特性、温度特性、速度特性和高度特性。结果表明,保持其他条件不变,增加发动机低压转子转速,耗油率先减小后增加,先减小主要因为单位推力增加,后增加主要由于油气比增加和涵道比减小,推力则不断增大;保持其他飞行条件不变,增加大气温度,在0 m高度尾喷管中的气体都能完全膨胀,由于单位推力变化量较小,内外涵道空气流量减少较多,因此推力减小;研究速度特性时发现,随着飞行速度增加,单位推力减小是使耗油率增大的主要原因,马赫数小于0.8时,单位推力减小主导了推力减小,马赫数大于0.8时,空气流量增加较大最终导致推力增加;研究高度特性,对采取低雷诺数修正的高度特性进行研究;在高度大于11000 m后,耗油率增加主要是由于低雷诺数导致部件效率降低进而引起油气比的升高,就压气机而言,高压压气机效率的下降大于低压压气机。     

进气总压畸变对某型涡扇发动机性能的影响

基于多扇区平行压气机理论，对采用俄罗斯的可移动扰流板畸变试验的涡扇发动机，进行了气动稳定性及性能的数值模拟，结果表明畸变使得发动机稳定工作裕度降低、推力下降、耗油率增加。     

GDI发动机与涡轮增压器匹配性能

涡轮增压系统决定了发动机的进气能力,严重影响整机燃烧性能。为优化汽油缸内直喷（GDI）发动机的热效率,利用GT-Power软件搭建了一维仿真计算模型,并基于试验数据完成模型标定。通过热力学仿真计算,分析了不同增压系统对发动机动力性、经济性的影响。研究结果表明：采用定压增压结构,能减少泵气损失,提高发动机在高速工况时的热效率。但其低速性能较差,不满足车用发动机对低速转矩特性的要求。采用脉冲增压结构能有效改善发动机扫气,低速时压气机喘振裕度大。为解决脉冲增压结构高速工况涡端效率较低的问题,扩宽了涡前流道并使用大流量涡轮机方案,使泵气损失明显减少,最大功率点比油耗降低了11.7 g/kWh。证明该措施有效提高了汽油机性能,满足开发需求。     

小型燃气轮机湿空气透平循环变工况性能

基于一小型分轴燃气轮机试验系统上的湿空气透平(HAT)循环试验,研究了在低参数下HAT循环对燃气轮机性能的改善情况及其变工况性能表现. 试验在等燃油量和等涡轮进口燃气温度2种控制工况下进行.结果表明：等燃油量控制下,湿空气的含湿量增大,可增加循环输出功率,降低燃气初温,同时减少NOx排放;等燃气初温控制下,增大含湿量可以大幅增加循环输出功率.在燃气轮机部件特性的基础上,对HAT循环变工况性能进行了仿真.计算结果表明：随着空气含湿量的增加,HAT循环中的比功和效率较简单循环都有较大改善;在相同的进气流量、燃气初温和输出功率下,增大空气含湿量能增加压气机的喘振裕度,提高运行安全性.     

涡轴8F发动机喘振故障浅析

涡轴8系列发动机为自由涡轮式的涡轮轴发动机,具有性能比较先进,尺寸小,重量轻,结构简单,工作可靠,使用维护方便的特点。发动机的压气机由一级跨音轴流压气机和一级超音离心压气机组成的混合式压气机,具有结构简单、重量轻、增压比高、性能平稳的特点。本文根据发动机的压气机工作原理分析喘振的原因并提出维护建议及防止喘振的措施。     

STOVL型战斗机变循环发动机性能数值模拟

针对短距起飞垂直降落型(STOVL)战斗机的发动机特性进行分析。在常规双轴涡扇发动机性能模拟程序的基础上, 添加了升力风扇与滚转控制喷管部件模块, 并加入了尾喷管喉道面积、模式选择阀门面积和低压涡轮导向器面积等调节变量, 编写了带升力风扇的变循环发动机整机性能数值模拟程序, 选取超音速巡航状态设计点, 确定设计点各参数, 计算分析了带升力风扇的STOVL型变循环发动机在超音速巡航状态、海平面静止状态及STOVL状态的性能参数。研究结果表明:这种创新的变循环推进系统, 通过改变发动机有效涵道比, 提供了较大的推力增加, 同时降低了耗油率。     

脉冲爆震发动机热力循环性能分析

分析了混合气体中燃烧产生的爆震波的传播机理,建立了爆震波传播过程中参数的基本关系。在不同进气增压比条件下,对爆震波的特性参数进行了计算,得出了爆震波前后气流参数的变化关系;并计算了爆震燃烧循环过程的热效率和爆震燃烧不可逆过程中熵增随爆震波前马赫数的变化规律。最后将爆震燃烧循环与布莱顿循环、甘福利循环进行比较,结果表明：爆震燃烧循环具有更高的有效循环功和循环热效率。     

一种用于内燃机排气能量回收的新型布雷顿循环系统

为回收涡轮增压内燃机排气(IC)能量,提出一种新型布雷顿循环系统:在增压系统耦合1个高速电机作为布雷顿循环负载,回收涡轮功率;将内燃机视为布雷顿循环的燃烧器,通过改变其运行参数来调节布雷顿循环工质状态和参数。以某增压柴油机为研究对象,根据试验数据建立并标定循环系统的GT-Power仿真模型。研究不同转速下涡轮旁通阀开度、进气压力和循环喷油量对布雷顿循环性能参数的影响。研究结果表明:该布雷顿循环可以有效回收排气能量;涡前流量、压力和温度与布雷顿循环输出功率及热效率呈正相关;随进气压力增大,布雷顿循环功率和效率先增大后减小;循环喷油量增大,布雷顿循环输出功率和效率均增大,但系统总效率下降;当转速为3 400 r/min时,最大输出功率为18.30 kW,最大循环热效率为9.51%;系统总热效率相对于原机提高5.74%。     

环境温度对船用增压柴油机压气机特性的影响

为了提高涡轮增压器对环境的适应性，以满足柴油机功率的要求．采用图解的方法，分析了船舶增压柴油机压气机运行点随环境温度的变化，得出了压气机特性参数随温度的变化趋势，通过试验和计算实例对压气机参数变化进行验证，并提出了相应的解决方案．所获结论有助于轮机管理人员对不同温度下涡轮增压柴油机的工作性能进行认识和理解。     

涡轮风扇发动机最佳循环参数选择(下)

二内外函排气混合加力式涡扇发动机最佳循环参数选择目前战斗机上使用的涡扇发动机一般为内外函排气混合加力式,战斗机对动力装置基本要求是加力推力大,更确切些讲是发动机推力重量比大,不加力巡航时耗油率低。我们先推导混合排气加力式涡扇发动机在加力及不加力时耗油力与单位流量推力与循环参数之间关系。为了减小混合过程损失、混合器进口截面处内、外函气流的速度系数不能过高,而其静     

旋转爆震发动机与涡轮机的集成

旋转爆震发动机为自增压燃烧的前沿领域,具有热效率高、结构简单、易于组装、不需要机械驱动等优点,其排气可驱动涡轮机,使其成为极具应用前景的新型动力。旋转爆震发动机与涡轮机的集成非常复杂,结合国内外旋转爆震发动机的研究现状和发展趋势,分析和整理了旋转爆震发动机与涡轮机耦合的特点、面临的技术问题以及现阶段所采用的技术方法,并提出未来的研究方向。     

脉冲爆震发动机的推力测试与分析

对脉冲爆震发动机产生的推力进行了定量测定与分析,研究了混气余气系数、起爆频率和爆震频率对脉冲爆震发动机推力的影响规律．同时,通过推力的测定以验证发动机性能计算方法的正确性,掌握脉冲爆震发动机推力测试的方法．研究表明,推力测试值与理论计算值吻合较好．     

吸气式脉冲爆震发动机钝体气动阀的设计与实验研究

在吸气式液体燃料脉冲爆震发动机(PDE)协调工作基础上, 为了保证进气效率、减小阻力、提高爆震性能、增加推力, 设计了一种钝体气动阀。该钝体气动阀的进气道和钝体推力壁直径与爆震管直径相同, 推力壁设置圆柱形凹槽, 在钝体外侧设置环形通道, 钝体与环形通道出口保持合理间隙。实验证明: 不同爆震管直径的钝体气动阀PDE能够协调工作, 其爆震燃烧性能优于旋流气动阀, 在气动阀前方供油的爆震燃烧性能优于后方供油。     

涡轮增压发动机理想循环热效率的一种分析方法

本文提出了一种计算涡轮增压发动机理想循环热效率η_t的方法,分析了在最高压力P_z和涡输进口温度T_9一定时各种参数对η_t的影响,按本文方法分析得出的结论比较接近各种涡轮增压(包括超高增压)发动机的实际情况.     

发动机废气涡轮增压系统的能量流研究

基于发动机一维性能仿真计算和试验相结合的方法,对某型轿车用柴油机的废气涡轮增压系统能量流分布规律进行了研究.通过研究发动机排气能量在涡轮机-压气机-中冷器中的传递过程,得出了涡轮机回收排气能量的潜力和增压系统的能量流特性.结果表明:增压系统能量流分布和排气能量回收效率主要取决于发动机和增压器的运行工况;外特性下,在增压...     

转子叶片安装板型面测量研究

叶片是航空发动机的心脏,高温高压气体依靠压气机叶片的增压生成,并通过涡轮叶片使涡轮旋转。压气机叶片数量众多,形状结构复杂,尺寸大小两极化严重,技术要求严格,制造难度大,压气机叶片体积大小不一,尤其是缘板形状不规则,它是样条旋转曲面构成,这样给机械加工和几何尺寸检测带来很大困难。检测的转子叶片体积大、叶身形状极其不规则,尤其是缘板的形状,X方向是由样条曲线旋转而成,其两侧面都是由空间角度面形成,检测的过程中需要建立两个坐标系进行缘板内型面的检测和校对量规的检测。     

涡轮增压氢发动机加速特性的分析和改进

发动机废气驱动涡轮增压器可以提高发动机的升功率 ,而涡轮增压器突然加速的响应滞后为增压氢发动机用于车辆牵引产生了特有的困难。该文研究了发动机瞬态特性的相关问题 ,如调速器特性、喷氢装置特性、发动机和增压器的速度变化 ,涡轮增压器的工况迁移和参数的变化等。研究表明 ,涡轮当量通流面积的变化对发动机的过渡特性影响不大 ,减小涡轮增压器转动惯量和充气加速涡轮可以改善增压氢发动机的加速性能     

固体火箭冲压发动机一体化燃烧特性数值分析

为研究固体火箭冲压发动机性能，采用计算流体力学方法对包含进气道及补燃室的一体化燃烧流场进行数值分析，研究可燃燃气进口条件、飞行攻角以及进气道与补燃室过渡连接方案对补燃室掺混燃烧的影响。研究结果表明：燃气流量为0.08Kg/s时，燃气射流出现偏移，补燃室两侧壁面温度相差较大，燃气流量为0.3Kg/s时，燃气偏移现象基本消失；随着燃气流量增大，发动机推力增加；攻角增大使得进气道流量系数增大，强化空气与燃气混合燃烧效果，并最终提升发动机推力。进气道与补燃室的过渡连接方式影响进气角度，本课题通过改变过渡连接方式将进气角度从50°增加至90°后，燃气流量为0.3Kg/s时，发动机推力提高10%，但会导致补燃室总压损失增大，发动机比冲降低2%。