航空发动机试车台多级引射排气系统的数值模拟

采用计算流体力学的方法,对某航空涡轴发动机试车台的多级嵌套式引射排气系统进行数值模拟。为提高计算准确度,选取试验中放气活门关闭的发动机状态作为计算工况。结果表明,当引射筒存在间隙时,高温燃气将通过此间隙回流至试车间,导致引射筒丧失引射作用,增加了试验风险。此外,发动机表面气流的反向流动对机匣表面的冷却产生不利影响,甚至可能导致发动机进气不均匀而产生畸变效应。间隙封堵后,发动机周围流线整齐,且试车间内无燃气回流,提高了试验安全性,为发动机试车台多级引射排气系统的设计提供了参考依据。     

导流锥角度对室内发动机试车台影响的研究

运用计算流体力学的方法,对涡轮发动机室内试车台流场进行模拟,着重研究试车台排气塔引射筒导流锥角度对发动机推力和试车台内流动特性的影响,为试车台的设计和发动机推力的估计提供依据。研究了导流锥角度为30°、60°、90°和120°时试车台流场分布和发动机推力,研究结果表明:引射筒导流锥角度对发动机推力的影响不大;当导流锥为30°和120°时,导流锥附近的流场结构稳定,在径向和轴向的均匀性都较好,燃气和引射空气的掺混效果较好,排气塔总压损失较小。因此建议采用30°和120°的导流锥角度。     

某航空发动机试车台排气系统改造技术研究

介绍了某航空发动机试车台排气系统使用过程中存在的问题,简要分析了排气系统一级引射筒体损坏的原因,提出了一级引射筒体及支撑结构的改进设计方案和筒体隔热保护设计方案,并对设计方案进行了简要描述。     

新型涡扇发动机离机试车台的研制

介绍了试车台的组成、工作原理、技术难题及解决方法。该型涡扇发动机起动试车台工作稳定可靠,能完全满足涡扇发动机起动试车技术要求。     

涡扇发动机离机试车台的研制

介绍了试车台的组成、工作原理、技术难题及解决方法;该型涡扇发动机起动试车台工作稳定可靠,能完全满足涡扇发动机起动试车技术要求.     

大气喷射器流场数值计算及性能分析

基于FLUENT软件平台,对大气喷射器内的流场进行了数值仿真,分析了工作参数对大气喷射器性能的影响,结果表明:工作气体和引射气体在混合室内能进行较平稳的混合;引射系数随着工作气体入口压强的增大而减小;引射气体入口压强随着引射系数的增大而增大;当混合气体出口压强大于23kPa时,引射气体入口压强会随着混合气体出口压强的增大而急剧增大。     

推拉力试车台改造技术研究

介绍了在涡喷涡扇发动机试车台上改试涡桨发动机的技术改造概况,重点阐述技术改造工作中存在的关键技术问题及解决措施,完成了国内首台推/拉力综合发动机试车台技术改造工作,首次完成涡桨发动机地面试车台拉力测量试验,解决了涡桨型动力装置的拉力测量问题,为今后涡桨型发动机的性能综合试验奠定基础。     

某型分排涡扇发动机尾喷管特性影响参数研究

采用数值计算方法,研究了主要气动参数对某型分开排气涡扇发动机尾喷管流动特性的影响情况,获得了环境压力、飞行马赫数、外/内涵总压比、落压比等单个气动参数改变对尾喷管流量系数和推力系数的影响规律。其中,落压比的影响最大,飞行马赫数的影响次之,环境压力的影响较小,外/内涵总压比对内涵道流动特性的影响较小、对外涵道流动特性的影响可以忽略。     

气体喷射压缩器变工况特性的理论研究

利用气体喷射压缩器几何结构参数、混合室动量方程、流动连续性方程、质量守恒方程以及气体动力函数等，补充推导出了工作压力变化对喷射系数、温度比变化对喷射系数的影响关系式，并以某一蒸汽喷射压缩器为实例，通过计算补充提供了工作压力、引射压力、工作温度、引射温度单因素变化时的变工况特性曲线，对于进一步掌握这些因素变化对气体喷射压缩器运行性能的影响规律以及对气体喷射压缩器的合理运行与调整很有意义。     

航空发动机薄壁结构气流激振问题诊断与分析

航空发动机尾喷管及燃气轮机后排气引射段等热端部件为薄壁结构，在热-声-流体载荷的共同作用下，容易产生气流激振问题，导致结构失稳。本文以某型航改燃气轮机的后排气引射段气流激振问题为研究对象，分析主机测点的振动响应情况；建立正向分析振动故障树，对故障机理进行分析，并列出现阶段的实验研究成果；结合后排气引射段的具体安装形式和频响特性试验的结果，对具体故障形式进行确认；列出排故方案以及排故验证试车的结果。文中所用到的分析方法和经验结论可为航空发动机气流激振问题的诊断与分析提供参考。     

工程机械排气引射管优化设计

本文论述了排气引射管的各阶固有频率和模态振型计算方法。建立了某款工程机械排气引射管的声学计算模型,计算了其固有频率并分析了引起共鸣的原因,开展了结构参数的优化设计。计算结果表明:排气引射管的一阶固有频率与排气脉冲频率基本符合,存在共鸣现象,使排气噪声增加,改变引射管长度对引射管声腔一阶固有频率的影响较增大直径效果明显;通过优化设计使排气与引射管的共鸣转速在1300rpm附近,削减了共鸣对排气噪声的影响,缩短了引射管减轻了振动。为工程机械排气排气引射管优化设计提供了一定基础。     

某长外涵道形式的尾喷管特性数值计算分析

为了获取用于飞行推力确定的尾喷管特性,利用全三维CFD仿真计算得到了某国产小型分开排气涡扇发动机的尾喷管流量系数和推力系数随外流马赫数、内外涵进口总压比、喷管落压比的变化关系。计算结果表明,尾喷管特性变化趋势合理,可为该型国产发动机飞行推力确定提供依据,对研究带长外涵道型尾喷管内外涵耦合影响分析具有重要意义。     

某型涡扇发动机进口空气流量的分析和计算

通过直接测量加力燃烧室火焰稳定器后静压,对混合室出口压力损失进行修正,建立了小涵道比混排涡扇发动机进口空气流量计算模型和程序。采用传统的牛顿迭代技术求解非线性方程组,获得满足约束条件的发动机进口空气流量。以某型发动机为例,计算和分析了发动机不同状态下的进口空气流量,计算结果与发动机实际试车和仿真数据对比,具有较好的一致性,表明本文提出的方法是合理的,可将其应用于飞行试验。     

某型混合排气涡扇发动机喷管特性计算方法研究

针对某型混合排气涡扇发动机,建立了其喷管特性的数值计算模型,并利用地面台架试验数据对该模型的可靠性进行了验证,流量系数与推力系数数值计算结果与台架试验结果最大偏差分别为0.97%和0.54%。提出了假想面积系数法,将混排发动机喷管进行了转化,建立了混排喷管理想推力与理想流量的可行性计算方法。在此计算方法基础上,通过数值计算得到了该型混排发动机喷管的流量系数与推力系数,并研究了其基本规律,比较了其与分排发动机喷管特性计算的不同,为该型发动机后续型号试飞中飞行推力的确定提供了技术基础。     

大涵道比涡扇发动机外涵推力系数确定及误差分配

对大涵道比涡扇发动机而言,外涵喷管推力系数对性能计算结果影响较大。因此,确定外涵喷管推力系数对性能计算非常关键。本文给出了外涵道推力系数确定的计算方法,该方法将内涵道推力系数作为常量,将其影响综合考虑在外涵道推力系数中。结合某型涡扇发动机的部分参数的测量精度,利用该方法对其进行误差分配。结果表明,测量精度基本满足需求。     

航空发动机起动试车台的研制

设计某型航空发动机起动试车台,介绍了试车台的组成、工作原理、技术难题及解决方法;该型航空发动机起动试车台工作稳定可靠,能完全满足航空发动机起动试车技术要求。     

航空发动机转子系统动力特性的研究

航空发动机作为高速旋转机械,其振动特性直接影响到飞机的整机性能,而转子系统是发动机的主要振源。在试车过程中,发现某型涡扇双转子航空发动机频频发生振动故障,为了查出影响发动机振动的主要因素,以某型涡扇双转子发动机为研究对象,应用ANSYS有限元软件计算了转子系统的临界转速和振型,并利用多体动力学仿真软件ADAMS建立转子系统的刚柔耦合虚拟样机模型,在转速维持恒定的情况下,进行了动力学仿真,得到了转子系统的不平衡响应,为减振工作提供了技术支持。     

采用无凸轮式排气型线的发动机排气性能研究

为探究无凸轮式排气型线对某发动机排气性能的影响，建立某发动机一维仿真模型，在转速1200r/min，进气压力137kPa的工况条件下，对中低转速、中低负荷工况点下采用无凸轮式排气型线后发动机的排气性能进行了数值模拟。仿真结果表明：与原机相比，采用无凸轮式排气型线，排气时面值增大，总排气损失最小时所对应的排气早开角度减小；当缸内残余废气系数最低时，充量系数最大，正向排气量与循环进气量达到最大；采用无凸轮式排气型线，气门开启持续期缩短，排气性能得到改善。     

地面效应对反推状态下发动机进口流场影响数值研究

为分析与评估地面效应对反推状态下大涵道比涡扇发动机进口流场影响,对某型大涵道比涡扇发动机台架试验的5个状态点开展反推状态下的数值模拟研究,通过与试验数据对比,验证数值方法的准确性。在此基础上,进行反推状态下单台发动机三维流场细节的研究,通过对比固定地面和移动地面以及不同离地高度时的计算结果,获取反推扰流流场中大涵道比涡扇发动机进口AIP截面周向稳态总压畸变指数,总结地面效应对反推状态下大涵道比涡扇发动机进口流场影响特性。     

MSF海水淡化装置喷射器性能分析

结合蒸汽动力函数和热力学分析方法,建立蒸汽喷射器的数学模型,分析最佳引射系数的影响因素,引射系数随混合蒸汽出口压力的关系及引射压力随工作蒸汽压力和混合蒸汽出口压力的关系。分析指出,工作条件一定时,最佳引射系数是固定值;在达到极限值前,引射系数随混合蒸汽出口压力的增大而降低,达到极限值时,引射系数不随出口蒸汽压力的变化而变化;引射压力在设计范围内随工作蒸汽压力的升高而降低,随混合蒸汽出口压力的升高而升高。