滑动弧等离子体强化燃烧技术在航空发动机中的研究进展

滑动弧等离子体强化燃烧技术是一种新型的强化燃烧技术。从航空发动机燃烧室点熄火边界拓宽的需求出发,阐述了滑动弧强化燃烧的基本原理,分析了滑动弧等离子体通过化学效应和热效应2个方面强化燃烧的作用机制,介绍了滑动弧等离子体强化燃烧技术应用于航空发动机的潜在优势。从放电特性、数值仿真、强迫雾化和强化燃烧4个方面,分析了滑动弧强化燃烧的研究现状。针对滑动弧等离子体强化航空发动机燃烧技术的技术特点,给出了3种自由轨道式3维旋转滑动弧强化燃烧方案和1种固定轨道式滑动弧强化燃烧方案。以燃油喷嘴和文氏管放电方案为例,给出了旋转滑动弧强化燃烧的试验验证结果。对滑动弧等离子体强化燃烧技术在航空发动机上的实际应用进行了总结和展望。

高压涡轮叶片工业CT图像轮廓提取方法研究

针对高压涡轮叶片CT扫描图像轮廓不清晰的问题,提出首先采用基于卷积神经网络模型DexiNed对断层扫描图像进行轮廓的粗提取,然后结合形态学运算方法中的开运算、轮廓细化和轮廓去毛刺方法对提取出的轮廓进行后处理。实验结果表明该方法可以非常准确地提取出高压涡轮叶片断层扫描图像中的结构轮廓,为高压涡轮叶片内部结构尺寸的准确测量提供基础,并具有可推广适用性。

某高空台气源机组匹配计算方法及试验技术研究

随着飞机飞行高度和飞行速度不断提高,航空发动机空中工作包线范围不断扩大。某高空台试验能力显露出不足,不能满足新研发航空发动机试验的需求。通过分析,发现其主要制约因素为气源抽气能力不足。为满足新的高空模拟试验需求,如果重新规划扩容气源机组,经费和建设周期都不允许,势必耽误该发动机高空模拟试验的进度。因此从现有气源条件入手,设计新的气源离心压缩机组匹配方案和试验工艺,建立数学建模对新匹配压缩机的性能进行理论验算。在理论计算合格以后,通过模拟试验验证了新试验工艺的效果。

高空试车台供气压缩机组动态仿真建模方法研究

针对国内高空试车台研究中缺少对供气压缩机组动态仿真研究方法的现状,提出了一种适用于该热力系统的动态仿真建模方法。基于守恒方程,获得了压缩机、管网、换热器、调节阀的动态仿真计算模型;将Greitzer压缩机模型应用到复杂热力系统的动态建模中;在容腔模型的基础上增加流动损失计算模块,提出了“容腔-损失”管网模型。在Matlab/Simulink平台上搭建了试车台供气压缩机组动态仿真模型。将仿真结果与实验结果对比,验证压缩机、管网等部件动态仿真模型的可靠性。其中,压力、温度的仿真结果的平均误差均小于1%;与传统的容腔模型相比,“容腔-损失”管网模型误差明显减小。证明了该建模方法的精确度与可靠性。

SaM146发动机取证研究分析和启示

俄法两国曾研制成功SaM146发动机,为复杂的商用发动机国际合作研发项目提供了借鉴。民用航空发动机产业是体现一个国家综合科技水平与工业实力的重要产业,具有周期长、经费投人大、技术难度高等特点。长期以来,西方民用航空飞机、发动机占据了大部分市场份额。

粗糙度对高/低雷诺数跨声压气机性能的影响

以跨声压气机Stage 35为研究对象,针对地面、20 km高空两种雷诺数工况,数值研究了转子压力面、吸力面、整个叶片分别为光滑及5μm、20μm、45μm粗糙度时压气机的性能变化。结果表明:吸力面粗糙度较压力面粗糙度对压气机性能的影响更大;粗糙度对低雷诺数压气机性能的影响小于高雷诺数压气机;相较于粗糙度总是恶化高雷诺数压气机性能,在低雷诺数工况,小幅值粗糙度能改善压气机性能,而大幅值粗糙度恶化压气机性能。当粗糙度为5μm时,压气机峰值效率最大增量为0.79%。

预燃式等离子体射流点火器射流特性

设计了一种使用交流电源供电的预燃式等离子体射流点火器,探究了点火器射流长度H等参数在不同工况下的特点,分析了点火器供气流量W_(a)和调压器U_(a)以及是否通入煤油对等离子体射流的影响规律.实验结果表明,在无煤油参与时,调压器电压越大,点火器供气量越小,射流长度越大,其中在W_(a)=10 L/min、U_(a)=240 V时,射流长度达到最大,H=9 mm;当有煤油参与时,点火器存在点燃与未点燃两种状态,调压器电压越高,点火器供气量越小,点火器越易点燃.

耐温350℃以上复合材料外涵机匣模拟件的研制

采用热压罐工艺制备的复材外涵机匣模拟件为大尺寸带翻边筒体结构,由于结构比较复杂,且选用的聚酰亚胺BMP370树脂基复合材料受成型所需温度较高、压力较大和固化时间较长等不利因素影响,结构质量难以保证。本文从封装技术、模具制造技术和工艺等方面进行优化,较好地控制了外涵机匣模拟件的成型质量。通过无损检测、随炉件力学性能测试、T_(g)测试和热强度测试,结果表明:机匣无损检测合格,孔隙率控制在2%以下,高温力学性能达到室温的50%以上,T_(g)测试结果为430.2℃,满足设计要求。

信息化视角下的企业全面预算管理

由于企业对信息化下的全面预算管理的认识不足,导致在企业的运营过程中暴露出了许多问题。本文将在系统介绍全面预算管理重要性的基础上,探讨企业在实行全面预算管理过程中的难点以及在信息化条件下的新要求,并对加强企业加强内部预算管理提出建议。

雷诺数对冲击合成射流流动及传热特性影响的实验研究

采用粒子图像测速(PIV)和热成像磷光测温(TPT)相结合的方法,对冲击合成射流的流动和传热特性进行了实验研究.在其他实验条件保持不变情况下,重点关注合成射流雷诺数的影响.研究结果表明,随着雷诺数的增加,冲击合成射流驻点冷却系数和壁面有效冷却面积均逐渐增大,这对应于冲击合成射流诱导形成的壁面射流径向速度和脉动强度的增大;最高雷诺数(Re=1475)工况的壁面射流甚至完全处于湍流状态,显著增强的湍流脉动导致该工况的有效冷却面积远大于其他工况.

商用航空发动机制造商2023年前景分析

2023是全球航空运输业全面复苏的开始,商业航空发动机制造商的前景也将比过去三年中的更加积极。

外激励作用下分层旋流火焰流场结构与火焰响应特性

为了探究贫油直喷(LDI)燃烧室中剪切旋流与火焰的正反馈作用及其诱导燃烧不稳定机理,通过大涡模拟(LES)结合相空间重构、模态分解分析方法研究了外激励作用下分层旋流火焰流场与火焰的动态响应。将流场的试验与LES时均结果进行对比,发现数值计算的速度分布与涡旋结构的大小、位置都和试验结果吻合较好。对LES采集信号与瞬时流场分析表明:燃烧室内压力与释热率脉动处于极限环振荡状态,速度脉动下回流区的收缩与扩张导致燃料和释热区发生周期性压缩与舒张,从而产生准周期释热率脉动。对LES提取的子午面数据进行模态分解,发现速度脉动和释热率脉动主要集中在射流区与剪切层处,均为进口速度激励导致的纵向脉动。

带前缘对吹孔涡轮导向叶片气膜冷却特性实验

为获得涡轮导向叶片气膜冷却特性,在叶栅风洞中运用红外热成像技术进行了带前缘对吹孔涡轮导向叶片的气膜冷却特性实验。叶片前缘布置5排复合角气膜孔形成对吹孔结构,其特点是叶片高度方向的上下两部分气膜孔径向角都偏向中截面。吸力面和压力面分别布置5排和16排圆形孔。测试的叶栅入口雷诺数为1.2×10^(5),2.4×10^(5)和3.6×10^(5),吹风比为1.0,1.5和2.0。实验结果表明:从前缘对吹孔出流的冷气向吸力面和压力面中截面聚集,导致中截面区域气膜覆盖效果增强;吹风比为1.0时,前缘和压力面中截面换热系数低;随吹风比增加中截面换热增强,压力面和吸力面高换热区域沿流向变长;雷诺数为1.2×10^(5)时,压力面气膜覆盖呈发散状;雷诺数为2.4×10^(5)和3.6×10^(5)时,压力面气膜覆盖宽度沿流向先变窄后变宽。

俄罗斯“猎人”无人机发展之路

俄罗斯近年来不断加大军用无人机的研发力度,并取得了显著成缋,“猎人”无人机便是典型代表作之一。“猎人”无人机的首飞成功对俄罗斯具有开创性意义,使其在无人机领域开始跟上全球发展的脚步。

XA100自适应变循环发动机首次试验么标的启示

XA100是GE公司开发的自适应变循环发动机演示型号,该发动机已进行了大量测试,其性能指标和研发进度均符合当初的预期。2021年5月,美国GE公司宣布由其设计和制造的首台全尺寸三涵道自适应变循环发动机XA100的首次试验已经完成,发动机性能与试验前的预测相符,并且与美国空军的“自适应发动机技术转移讣划”(AETP)目标完全吻合。

浅析国外超声速民用飞机研制

随着跨洋航线等长距离、长航时的航线增多,对超声速客机的需求又再度进入了大众的视野,多家制造商正在推进研制工作。超声速客机早在20世纪70年代就已面世,有欧洲研制的“协和”号飞机和苏联的图-144超声速客机。但受制于当时的技术所限,超声速客机自运营后就一直饱受争议,在“协和”号客机2003年退役后,超声速客机一度处于被淡忘的状态。

基于声模态的压气机/风扇气路故障诊断

通过压气机/风扇流道中声模态产生机理分析,阐述了压气机/风扇效率与声模态之间的联系,探索基于声模态的航空发动机气路故障的诊断方法。基于奇异值分解理论,提出了一种声模态信号的提取方法,并通过某风扇试验器试验数据处理,成功绘制出了声模态时序图。根据声模态时序图的波峰、波谷分布,辨识出该风扇在亚音速工作范围内既有前行声模态,又有后行声模态。而当后行声模态居于主导地位时,风扇效率明显下降,偏离设计指标,与实际故障现象相吻合,验证了声模态诊断方法的可行性。

混合电推进系统研制新进展

航空电推进目前主要包括全电动和涡轮-电混合两种模式。人们对大型且性能更好的电动飞机的兴趣越来越大,但目前的电池技术还较难满足全电推进的要求,所以发动机制造商正在加紧开发混合电推进系统。