离心式同向双旋流器空气雾化喷嘴雾化特性研究 被引量：27

1

作者 郭新华 林宇震 +1 位作者 张驰 黄勇 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第10期2249-2254,共6页

对一种组合式的离心式同向双旋流器空气雾化喷嘴喷雾特性进行研究.双旋流器采用旋向相同的径向开孔式设计,在常温常压下试验,研究不同空气压力降和喷嘴供油压力工况下液雾的索太尔平均直径及分布指数.试验中以航空煤油为介质测试其雾化... 对一种组合式的离心式同向双旋流器空气雾化喷嘴喷雾特性进行研究.双旋流器采用旋向相同的径向开孔式设计,在常温常压下试验,研究不同空气压力降和喷嘴供油压力工况下液雾的索太尔平均直径及分布指数.试验中以航空煤油为介质测试其雾化性能,采用马尔文激光测雾仪测量喷嘴下游50 mm处的液雾分布.结果表明:随着空气压力降和喷嘴供油压力的增大,索太尔平均直径减小,分布指数增大,推导了在空气压力降Δp/p<3%和Δp/p>3%两种工况下索太尔平均直径计算模型. 展开更多

关键词 航空发动机 离心喷嘴 双旋流器雾化喷嘴 航空煤油 索太尔平均直径 分布指数

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拉瓦尔喷管计算模型的改进及其整机仿真验证 被引量：26

2

作者 周文祥 黄金泉 周人治 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第11期2601-2606,共6页

根据拉瓦尔喷管的典型工作状态,建立了零维拉瓦尔喷管气体动力学模型,并将其集成到发动机整机部件级模型中,开展了发动机整机加速动态仿真.仿真结果表明:①随着喷口面积的不断收小,发动机低压转速加速曲线存在一段"先降后升"... 根据拉瓦尔喷管的典型工作状态,建立了零维拉瓦尔喷管气体动力学模型,并将其集成到发动机整机部件级模型中,开展了发动机整机加速动态仿真.仿真结果表明:①随着喷口面积的不断收小,发动机低压转速加速曲线存在一段"先降后升"区域,这与实际试车结果吻合;②贴口正激波被推出管外的瞬间,出口马赫数从亚声速突变至超声速,但喷管出口流量、发动机推力变化连续,未见突变现象. 展开更多

关键词 航空发动机 拉瓦尔喷管 部件级模型 数值仿真

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基于示温漆的高压涡轮导向器表面温度测试 被引量：17

3

作者 熊庆荣 石小江 +1 位作者 徐芳 钟明 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2014年第3期44-48,共5页

掌握涡轮导向器温度场测试方法及准确的温度场分布,对于涡轮导向器的设计、改进具有重要的理论价值和实用价值。利用不可逆示温漆,测量了高压涡轮导向器在最大工况下的表面温度。结果表明:喷涂在高压涡轮导向器表面的不可逆示温漆,在高... 掌握涡轮导向器温度场测试方法及准确的温度场分布,对于涡轮导向器的设计、改进具有重要的理论价值和实用价值。利用不可逆示温漆,测量了高压涡轮导向器在最大工况下的表面温度。结果表明:喷涂在高压涡轮导向器表面的不可逆示温漆,在高温、高压下附着牢靠,等温线清晰;成功录取了整个高压涡轮导向器的表面温度及温度场分布,可为该型发动机高压涡轮导向器的热应力与寿命分析提供数据支撑。 展开更多

关键词 航空发动机 涡轮导向器 表面温度测试 温度场分布 示温漆 等温线

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发动机喷嘴表面化学改性抗结焦积碳 被引量：9

4

作者 李范 朱岳麟 +1 位作者 黄艳斐 刘亚杰 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第4期564-568,共5页

针对航空发动机喷嘴产生大量结焦积碳并影响其技术性能和使用寿命的问题,采用化学强氧化-阴极还原法,在航空发动机喷嘴材料表面制备了稳定的富铬氧化层.利用扫描电子显微镜、能谱仪和接触角测量仪对样品表面表征,开展静态结焦质量评定... 针对航空发动机喷嘴产生大量结焦积碳并影响其技术性能和使用寿命的问题,采用化学强氧化-阴极还原法,在航空发动机喷嘴材料表面制备了稳定的富铬氧化层.利用扫描电子显微镜、能谱仪和接触角测量仪对样品表面表征,开展静态结焦质量评定和动态航空发动机台架燃烧实验,探讨化学改性抑制结焦积碳的机制.结果表明,材料表面平整,氧化膜颗粒排列堆积紧密;喷嘴材料的抗结焦性能与其表面成分和界面张力密切相关;静态抑制结焦率最大约12.5%,动态燃烧实验效果更显著. 展开更多

关键词 航空发动机 喷嘴 结焦积碳 化学改性 界面张力

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航空发动机推重比技术指标研究 被引量：8

5

作者 孟令勇 高海红 +1 位作者 郑天慧 郭琦 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2016年第2期57-62,共6页

以战斗机动力中的推重比指标为研究对象,分析了欧美预研计划中提出的推重比发展目标,及其在具体型号产品中的发展,重点分析了F119发动机推重比指标的实现情况。结果表明:推进系统技术发展指导思想,已从将推重比和耗油率作为技术评价体... 以战斗机动力中的推重比指标为研究对象,分析了欧美预研计划中提出的推重比发展目标,及其在具体型号产品中的发展,重点分析了F119发动机推重比指标的实现情况。结果表明:推进系统技术发展指导思想,已从将推重比和耗油率作为技术评价体系改为强调向系统综合要效益;F119发动机采用了预研计划中的高推重比先进技术,但其实际推重比并未达到10;战斗机动力型号产品研发中应秉持全面平衡的指导思想,避免唯性能论。 展开更多

关键词 航空发动机 推重比 矢量喷管 平衡设计 F119 预研计划 型号研制

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“堵塞”技术在发动机高空模拟试验中的应用研究 被引量：8

6

作者 郭昕 刘志友 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第5期593-598,共6页

通过对发动机高空模拟试验推力的确定方法与修正方法的分析,从理论上阐明了"堵塞"技术在发动机高空模拟试验中应用的机理和适用条件。通过对罗.罗公司高空台斯贝发动机和某高空台上涡喷发动机"堵塞"试验结果的分析... 通过对发动机高空模拟试验推力的确定方法与修正方法的分析,从理论上阐明了"堵塞"技术在发动机高空模拟试验中应用的机理和适用条件。通过对罗.罗公司高空台斯贝发动机和某高空台上涡喷发动机"堵塞"试验结果的分析,证明了"堵塞"技术在带收敛喷管的发动机高空模拟试验中应用的可行性和合理性。本文研究结果拓展了HB6213[1]中推力计算公式和推力修正公式的适用范围。 展开更多

关键词 航空发动机 高空模拟试验 收敛喷管 推力 “堵塞”试验技术

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平板式预膜喷嘴初次雾化特性试验 被引量：7

7

作者 何昌升 刘云鹏 +2 位作者 韩宗英 李井华 颜应文 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第3期482-492,共11页

为深入了解平板式预膜喷嘴初次雾化特性,试验研究不同进口条件对平板式预膜喷嘴初次雾化特性的影响规律。试验采用了背光照明和片状激光照明相结合的高频拍摄手段分别获得液膜俯视和侧视破碎形态,同时运用本征正交分解(POD)法和液膜边... 为深入了解平板式预膜喷嘴初次雾化特性,试验研究不同进口条件对平板式预膜喷嘴初次雾化特性的影响规律。试验采用了背光照明和片状激光照明相结合的高频拍摄手段分别获得液膜俯视和侧视破碎形态,同时运用本征正交分解(POD)法和液膜边缘定位等分析方法进行光学图像结果后处理,获得表征平板式预膜喷嘴初次雾化特性三个物理量:液膜波动频率、破碎距离和横向不稳定波长。试验结果表明:①通过分析侧视和俯视破碎形态,平板式预膜喷嘴液膜破碎形态可分为三类:末端破碎、波浪脱落和表面剥离,进口韦伯数对预膜喷嘴破碎形态的影响占主导地位;②把POD法和液膜边缘定位方法等相结合方法应用到高频非接触光学喷嘴雾化图像的后处理分析中,是一种非常有效的数据后处理方法;③液膜初次雾化特性主要受到进口韦伯数和气液动量比的影响,破碎距离和横向不稳定波长都随进口韦伯数的增加而降低,液膜表面不稳定波动频率随进口韦伯数的增加而增加,所获得的经验关系式与试验数据吻合较好。所获得的进口参数对液膜破碎形态和雾化特性的影响规律为喷嘴后续优化设计提供了依据。 展开更多

关键词 航空发动机燃烧室 低污染 平板式预膜喷嘴 本征正交分解 破碎形态 雾化特性参数

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某型航空发动机燃油喷嘴喷雾锥角调试试验研究 被引量：6

8

作者 邱伟 夏丽敏 +3 位作者 孙辉 赵芳辉 邓远灏 徐华胜 《航空制造技术》 2016年第20期58-62,共5页

某型航空发动机离心式燃油喷嘴在首台份试制时,喷雾锥角较设计要求偏小,通过理论分析,制定了多种调试工艺措施,并开展了试验研究。试验表明,减小旋流槽角度、减小喷口长度、增大喷口直径、减小旋流室长度、减小槽深的措施均能一定程度... 某型航空发动机离心式燃油喷嘴在首台份试制时,喷雾锥角较设计要求偏小,通过理论分析,制定了多种调试工艺措施,并开展了试验研究。试验表明,减小旋流槽角度、减小喷口长度、增大喷口直径、减小旋流室长度、减小槽深的措施均能一定程度上增大喷雾锥角。最终采用了双角度复合研磨的工艺,结合减小旋流槽深的措施,达到了符合设计要求的喷雾锥角。 展开更多

关键词 发动机 燃烧室 燃油喷嘴 喷雾锥角 调试

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喷嘴布局对加力燃烧室燃烧性能的影响 被引量：2

9

作者 付垚 朱健 +5 位作者 高源 贾亢 孟繁睿 程岩岩 文清兰 汪林全 《热科学与技术》 CAS CSCD 北大核心 2023年第1期13-20,共8页

为研究喷嘴布局对加力燃烧室燃烧过程及主要燃烧性能参数的影响,选择了某典型加力燃烧室,设计了两种喷嘴布局及在两个典型状态点的供油策略。方案1的喷杆数量少,喷嘴布置得更集中,内区喷杆在状态点1不工作;方案2的喷杆数量多,喷嘴布置... 为研究喷嘴布局对加力燃烧室燃烧过程及主要燃烧性能参数的影响,选择了某典型加力燃烧室,设计了两种喷嘴布局及在两个典型状态点的供油策略。方案1的喷杆数量少,喷嘴布置得更集中,内区喷杆在状态点1不工作;方案2的喷杆数量多,喷嘴布置得更分散,所有喷杆在不同状态点均工作。此外,两种方案喷嘴对应的喷射区域存在明显差别。应用FLUENT模拟不同喷油条件下,加力燃烧室在两个状态点的燃烧情况。数值模拟结果表明:方案2使加力燃烧室内燃油分布得更均匀,改善了燃烧过程,提高了不同状态点的总温。相较于方案1,方案2使加力燃烧室在状态点1的总温升增加了49 K、燃烧效率提高了0.033,在状态点2的总温升增加了64 K、燃烧效率提高了0.041。然而,方案1在两个状态点的热态总压恢复系数较方案2分别高0.004和0.003。 展开更多

关键词 航空发动机 加力燃烧室 喷嘴布局 燃烧性能 数值模拟

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高空模拟试验中发动机推力的确定与应用 被引量：4

10

作者 刘志友 《燃气涡轮试验与研究》 2005年第3期1-5,共5页

本文介绍了发动机高空模拟试验中发动机推力的确定机理和模拟偏差对推力确定的影响,分析了HB6213-89[1]中推力计算与修正公式的适用范围,探讨了发动机推力测试结果在发动机性能预测和性能仿真中的重要作用。

关键词 航空发动机 高空模拟 试验技术 喷管

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航空发动机喷口收放异常故障诊断与分析 被引量：5

11

作者 周燕 王曦 +1 位作者 姜晓峰 徐刚刚 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2016年第6期34-37,共4页

航空发动机使用过程中出现喷口收放异常故障现象,通过现场排故及测得数据分析,得出喷口收放异常是由于指令压力低所致。为此,建立以指令压力低为顶事件的故障树,从顶事件出发找出直接导致顶事件发生的各种可能因素。然后再找出这些因素... 航空发动机使用过程中出现喷口收放异常故障现象,通过现场排故及测得数据分析,得出喷口收放异常是由于指令压力低所致。为此,建立以指令压力低为顶事件的故障树,从顶事件出发找出直接导致顶事件发生的各种可能因素。然后再找出这些因素的直接原因,并逐级向下深入,一直追溯到引起系统发生故障的全部原因。逐一排除,最终认定喷口收放异常故障是由于燃油增压泵花键磨秃导致燃油增压泵失效引起。更换燃油增压泵,故障排除。 展开更多

关键词 航空发动机 自动控制系统 喷口收放异常 排故 指令压力 故障树 顶事件

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基于安装性能的航空发动机中间状态喷管调节计划优化 被引量：5

12

作者 谢业平 尚守堂 +1 位作者 李建榕 施磊 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第1期175-180,共6页

以Matlab为平台,结合MS-DOS命令和计算流体动力学(CFD)软件操作日志,成功实现将发动机零维总体性能计算程序和二维喷管内外流场CFD软件结合的数值缩放技术.为优化飞机推进系统巡航状态性能,耦合飞机后体阻力优化航空发动机喷管喉道面积... 以Matlab为平台,结合MS-DOS命令和计算流体动力学(CFD)软件操作日志,成功实现将发动机零维总体性能计算程序和二维喷管内外流场CFD软件结合的数值缩放技术.为优化飞机推进系统巡航状态性能,耦合飞机后体阻力优化航空发动机喷管喉道面积、喷管出口面积的调节计划.计算结果表明:在保持发动机稳定裕度的前提下,如仅优化喷管出口面积,在大马赫数飞行状态时安装推力提高超过1%. 展开更多

关键词 数值缩放技术 航空发动机喷管 非安装推力 后体阻力 调节计划

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超声速高温燃气温度探针速度误差标定试验研究

13

作者 林音 唐永涛 钟欣 《燃气涡轮试验与研究》 2023年第6期50-54,共5页

针对航空发动机喷管出口温度场测试问题,研制了大跨度多测点超声速高温燃气温度探针。在亚跨超声速风洞上开展了速度误差标定试验,获得了屏蔽式温度探针和裸露式温度探针在马赫数0.3~2.0范围内的恢复系数以及速度误差。标定试验结果表明... 针对航空发动机喷管出口温度场测试问题,研制了大跨度多测点超声速高温燃气温度探针。在亚跨超声速风洞上开展了速度误差标定试验,获得了屏蔽式温度探针和裸露式温度探针在马赫数0.3~2.0范围内的恢复系数以及速度误差。标定试验结果表明,屏蔽式温度探针的恢复系数很高,速度误差很小;裸露式温度探针速度误差略大,需要进行修正计算。基于标定试验结果,给出了裸露式温度探针速度误差修正计算方法。 展开更多

关键词 航空发动机 喷管 超声速 温度探针 速度误差 恢复系数 标定试验

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凹腔驻涡加力燃烧室联焰特性研究

14

作者 邱皓 邓远灏 +1 位作者 王金涛 翟云超 《燃气涡轮试验与研究》 2023年第6期21-28,共8页

为了研究凹腔驻涡加力燃烧室的联焰特性,设计了一种凹腔驻涡加力燃烧室试验件,并采用试验和数值仿真的方法对其联焰特性进行了研究。试验采用航空煤油作为燃料,燃油喷嘴采用离心式喷嘴。试验中,外内涵进气压比在0.97~1.07之间变化,稳定... 为了研究凹腔驻涡加力燃烧室的联焰特性,设计了一种凹腔驻涡加力燃烧室试验件,并采用试验和数值仿真的方法对其联焰特性进行了研究。试验采用航空煤油作为燃料,燃油喷嘴采用离心式喷嘴。试验中,外内涵进气压比在0.97~1.07之间变化,稳定器前马赫数在0.17~0.25之间变化。研究结果表明,稳定器前马赫数在0.17~0.23之间时凹腔的联焰性能变化不明显,稳定器前马赫数超过此范围后凹腔的联焰性能变差;外内涵进气压比超过1.04后,凹腔壁温能达到的最大值降低,凹腔的联焰性能变差。 展开更多

关键词 航空发动机 凹腔驻涡 离心式喷嘴 加力燃烧室 联焰特性 数值仿真 试验研究

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基于激光干涉的可调圆形尾喷管喉部面积标定方法研究

15

作者 樊金侠 傅骁 +3 位作者 颜荣 李杰 梁春疆 段发阶 《航空制造技术》 CSCD 北大核心 2023年第7期43-49,共7页

航空发动机可调尾喷管喉部面积直接影响其气动性能,传统上使用内径千分尺测量喉部尺寸,存在效率低下、喷口密封片下垂影响测量精度等问题。因此,提出一种基于激光干涉的可调圆形尾喷管喉部面积标定方法,设计激光干涉光路内置的同轴式长... 航空发动机可调尾喷管喉部面积直接影响其气动性能,传统上使用内径千分尺测量喉部尺寸,存在效率低下、喷口密封片下垂影响测量精度等问题。因此,提出一种基于激光干涉的可调圆形尾喷管喉部面积标定方法,设计激光干涉光路内置的同轴式长度测量结构,采用压力传感器实时反馈实现推力自适应控制,利用喉部尺寸测量数据计算喉部多边形面积,基于最小二乘法建立喉部面积与发动机控制信号之间的关联模型,实现喉部面积快速标定。试验结果证明,研制系统的尺寸测量精度为41μm,建立面积标定模型的拟合优度为0.98147,具有操作简捷、快速的特点,满足航空发动机测试需求。 展开更多

关键词 航空发动机 尾喷管 喉部面积 尺寸测量 激光干涉

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喷口前馈线对航空发动机加力接通结果的影响 被引量：4

16

作者 郝晓乐 申世才 高莎莎 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2017年第3期6-10,共5页

为防止加力接通过程中因喷口过小导致发动机喘振,某型发动机借鉴国外经验设置了喷口前馈线。分析了喷口前馈线的控制原理及设计特点,并结合实际试飞数据对同一加力接通逻辑下不同喷口前馈线对加力接通结果的影响进行了对比研究。结果表... 为防止加力接通过程中因喷口过小导致发动机喘振,某型发动机借鉴国外经验设置了喷口前馈线。分析了喷口前馈线的控制原理及设计特点,并结合实际试飞数据对同一加力接通逻辑下不同喷口前馈线对加力接通结果的影响进行了对比研究。结果表明:当控制系统正常工作时,喷口前馈线不参与喷口的实际控制过程,且不会对加力接通结果产生较大影响;但当喷口给定故障时,喷口前馈线可保证发动机安全工作。 展开更多

关键词 航空发动机 喷口面积 反馈 控制规律 加力接通 落压比 飞行试验

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矢量喷管作动机构故障模式回中设计 被引量：4

17

作者 芦海洋 王曦 +2 位作者 王华威 王栋 王大迪 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2016年第3期43-48,共6页

针对故障模式下矢量喷管应急回中问题,提出一种关于矢量喷管作动简回中孔结构的设计方案。基于流体动力学平衡方程,建立应急回中装置的非线性数学模型。就设计过程中设计参数多于方程个数的求解,采用进油孔直径、活塞速度分段求解非线... 针对故障模式下矢量喷管应急回中问题,提出一种关于矢量喷管作动简回中孔结构的设计方案。基于流体动力学平衡方程,建立应急回中装置的非线性数学模型。就设计过程中设计参数多于方程个数的求解,采用进油孔直径、活塞速度分段求解非线性方程组和作动筒左、右两腔仿真调试的组合方法,获得限定速度段内满足作动筒回中性能要求的回中孔结构参数。AMESim仿真结果表明,矢量喷管作动简回中结构参数,能满足喷管作动筒在任何工作状态下一旦出现故障迅速应急回中的要求,进入回中状态后能以足够的回中位置精度保持其安全的非矢量控制状态。 展开更多

关键词 航空发动机 作动筒 矢量喷管 流体动力学 回中速度 回中位置精度

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某型发动机喷口临界界面面积控制系统故障模式研究 被引量：2

18

作者 吴腾飞 韩振超 +3 位作者 王谦 张国红 唐建根 彭文杰 《航空维修与工程》 2022年第12期49-53,共5页

某型航空发动机喷口采用带机械液压备份的数字式电子控制方式。本文以该型发动机喷口控制计划和调节规律为基础,系统分析各功能模块的工作原理和控制特性,梳理“喷口临界界面面积控制异常”故障模式并建立相关故障处理流程图,为发动机... 某型航空发动机喷口采用带机械液压备份的数字式电子控制方式。本文以该型发动机喷口控制计划和调节规律为基础,系统分析各功能模块的工作原理和控制特性,梳理“喷口临界界面面积控制异常”故障模式并建立相关故障处理流程图,为发动机喷口系统故障排查提供依据,具有一定的工程应用价值。 展开更多

关键词 航空发动机 喷口 控制计划 故障模式

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环境压力大偏差条件下拉瓦尔喷管发动机高空推力的确定 被引量：3

19

作者 刘志友 侯敏杰 龚小琦 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期610-614,共5页

简析了拉瓦尔喷管发动机高空模拟试验的特殊性,提出了大模拟偏差条件下确定和修正拉瓦尔喷管发动机推力的方法。试验结果表明,在保证推力不确定度优于1.0%的条件下,拉瓦尔喷管发动机高空模拟试验的模拟偏差容限约为14%。当设备能力限制... 简析了拉瓦尔喷管发动机高空模拟试验的特殊性,提出了大模拟偏差条件下确定和修正拉瓦尔喷管发动机推力的方法。试验结果表明,在保证推力不确定度优于1.0%的条件下,拉瓦尔喷管发动机高空模拟试验的模拟偏差容限约为14%。当设备能力限制或其他特殊原因而采用环境压力大模拟偏差技术时,可以采用本研究的推力系数确定方法确定发动机的推力。 展开更多

关键词 航空 航天推进系统 航空发动机 拉瓦尔喷管 高空模拟试验 推力 模拟偏差

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航空发动机环管燃烧室喷雾燃烧性能研究 被引量：3

20

作者 王成军 江平 +2 位作者 曾文 刘凯 马洪安 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2014年第1期32-35,5,共5页

为研究某型航空发动机环管燃烧室喷雾燃烧性能,建立了该燃烧室计算模型,并利用相位多普勒粒子分析仪(PDPA)试验测得了不同供油压力下的喷嘴雾化粒度和喷雾锥角。根据试验结果,利用Fluent软件,对装有该喷嘴的环管燃烧室进行了数值模拟。... 为研究某型航空发动机环管燃烧室喷雾燃烧性能,建立了该燃烧室计算模型,并利用相位多普勒粒子分析仪(PDPA)试验测得了不同供油压力下的喷嘴雾化粒度和喷雾锥角。根据试验结果,利用Fluent软件,对装有该喷嘴的环管燃烧室进行了数值模拟。结果表明:燃烧室内油气掺混均匀,雾化质量高,头部形成了良好的回流区;燃烧集中在主燃孔附近,火焰筒壁受热均匀,火焰较短;出口燃气温度分布合理、呈抛物线形,没有出现局部高温,满足涡轮进气要求,有利涡轮寿命。 展开更多

关键词 航空发动机 环管燃烧室 喷嘴雾化 出口燃气温度 多普勒粒子分析仪 数值模拟

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