涡轮发动机

摘要： 本文以某款3缸增压汽油机的增压真空控制系统问题为例,对发动机增压真空控制系统进行优化设计研究,通过材料对比试验,零部件结构对比等方法及研究,最终改善整车加速过程中车辆顿挫感及加速无力现象,优化增压真空控制系统。随着排放法规日益严苛,搭载小排量涡轮发动机的车型越来越受欢迎。涡轮增压发动机为节能而生,正常的发动机是通过缸内负压,把外面的空气吸进去,其中有泵气损失,加装涡轮增压器后,通过排放废气给进气增压,并利用这部分废气动能。

摘要： 航空燃油的特性会影响发动机的性能和安全,对燃油的审查和批准是发动机适航审定的重要方面.目前,国内对于燃油牌号的适航审定没有相应的指导文件.本文通过对适航规章33.7(c)(2)条款的实质要求进行梳理,总结燃油牌号适航审定的符合性验证思路,形成燃油批准的一般流程,并针对不同燃油牌号的使用情况给出相应的符合性验证思路.

摘要： 看过电影《复仇者联盟》的人一定会对剧中的"空中航母"印象深刻,那是一种货真价实的空中巨无霸,不仅能够搭载大量先进的战斗机,并提供这些战斗机起飞和降落的设施,还拥有强大的对空对地火力,可以担任海陆空三栖作战的载具。其配置的4具提供垂直方向动力的巨大涡轮发动机,能够让"空中航母"实现垂直起降,尾端的两具多联装喷气发动机则为其提供水平方向的动力。

摘要： 为探究保障转子系统高温动平衡的最佳装配参数方法,掌握高温下动平衡的变化规律,提出转子系统各零件装配角矩阵的优化确定方法.基于高温工况下热-结构动平衡理论模型和零件材料特性随温度的非线性变化规律,建立转子系统动平衡随温度变化的解析方程;根据不同装配参数下系统不平衡量和偏移扭矩的差异,把高温动平衡优化问题转换为多目标多变量的优化问题,给出基于非支配排序遗传算法的解决方案;以某弹用涡轮发动机高压转子系统装配为例,在600°C工作环境下对所提方法进行验证,得到该工况下零件最佳装配角矩阵,以及最小化温度对转子系统动平衡的变化量影响,改善了装配质量特性.结果表明,零件装配角对高温工况下转子系统动平衡变化有很大的影响,通过装配参数优化可显著减少高温工况对多零件转子系统动平衡的影响.

摘要： 为了提高气路故障诊断方法的可靠性,研究聚焦传感器测量噪声、个体差异和性能衰退等不确定性因素影响,导致气路故障诊断方法虚警率过高,无法实现工程应用的问题,开展了融合模型基残差分析与数据驱动的气路故障诊断方法研究;为此,构建了基于发动机模型分析偏差与卷积神经网络建模理论融合的气路故障诊断架构,在建模过程中充分考虑了传感器测量偏差、个体差异和性能衰退等不确定性因素对气路故障诊断结果的影响,据此形成了融合模型基残差分析与数据驱动的气路故障诊断方法;随后,结合多种飞行轨迹和进气条件开展数值模拟分析验证研究,对形成的气路故障诊断方法的虚警率进行了定量验证分析;结果显示,研究提出的融合模型基残差分析与数据驱动的气路故障诊断方法可在多种不确定性因素存在时,提供满意的故障诊断精度,具有工程应用的潜力.

摘要： 卡曼公司(Kaman)正在开发一种中型无人机Kargo,以满足美国海军陆战队无人后勤系统对自动再补给运输工具的需求,并支持分布式作战。Kargo无人机由卡曼公司投入自主资金研发,目前正使用50%的缩比模型试飞,计划在2022年试飞全尺寸验证机。全尺寸Kargo无人机总质量为607.8kg,由一台220kW的涡轮发动机通过机械传动系统驱动4个饺接式双叶旋翼,设计最大有效载荷360kg,可携带270kg/90kg有效载荷飞行265km/720km;也可以在不携带有效载荷的情况下自行部署,携带外部燃料时最大航程可达968.6km。

摘要： 涡轮发动机系统工况复杂,经常在极端环境下工作,容易发生故障造成不可挽回的损失.通过建立物理模型的方法来进行寿命预测不仅建模困难、适用性不好,而且十分依赖先验知识.为建立适用于高维度特征的发动机剩余寿命预测模型,以及更加合理的对发动机的剩余寿命进行预测,使用改进后的梯度提升决策树(GBDT)和进行归一化处理后的涡轮发动机性能数据进行实验.在通用数据集上开展测试比较,结果表明改进GBDT模型适用于不同工况下涡轮发动机的剩余使用寿命预测,预测效果优于现有支持向量回归(SVR)、卷积神经网络(CNN)、长短期记忆网络等方法(LSTM),尤其是在运行时间上有较大幅度的提升,对于涡轮发动机的健康管理与运维决策能够提供保证.

摘要： 导弹具有长期贮存一次使用的特点,贮存期间涡轮发动机的状态监控是重点和难点,本文提出了一种"平行贮存发动机法"用于贮存期间涡轮发动机的状态监控,具有较高的可操作性和军事意义.基于差分盒维数对连续SEM图像进行了维数提取，结果表明:在拉伸的全过程中，随看损伤的不断积累和演化，推进剂内部损伤区域的分布愈发复杂，同时分形维数不断增加。细观结构分形维数可以作为研究复合推进剂细观损伤演化的定量指标。微裂纹面积和应变参数的提取是研究复合推进剂损伤特性的另一个重要基础，空域高通滤波在锐化图像过程中对微裂纹参数的提取具有良好的效果，针对图像二值化后颗粒存在粘连的特点，采用数学形态学的方法能够较好地消除颗粒粘连。综合以上两点得出了复合推进剂分形维数随微裂纹面积和应变参数的变化曲线，结果表明:微裂纹面积变化等于33.76%、应变等于6.10%，是复合推进剂细观结构发生脱湿损伤的脱湿点。

摘要： 本文综述了涡轮发动机减重技术.推重比是衡量涡轮发动机技术水平的最主要的技术指标,而提高发动机推重比最直接的措施之一是减轻发动机重量.采用先进的结构设计技术,广泛使用轻质金属复合材料和非金属复合材料等,是目前国内外涡轮发动机减重的主要技术途径.

摘要： 以某型涡轮发动机为基准,采用旋转爆震燃烧室替代传统涡轮发动机的等压燃烧室,计算了旋转爆震涡轮发动机的性能,并与该型涡轮发动机的性能进行对比分析.结果表明,采用爆震燃烧模式可明显提高涡轮发动机的性能,工作范围更宽,并且随着后涡轮材料和冷却技术的进步,比冲性能还可进一步提高近30％.计算结果为这种发动机的总体设计和试验研究提供了理论参考.

摘要： 未来战争的需求使得高空长航时无人机系统的发展在世界范围内得到了空前的重视.本文综述了国际上典型高空长航时无人机及其动力系统发展动态和趋势,对面临的技术难点进行分析,对其未来的发展进行探讨.动力技术是高空长航时无人机的两项关健技术之一，其发展也是随着作战思想、作战形式和任务要求的改变而不断发展的。目前，高空长航时无人机采用的动力装置有涡轮发动机、涡轮活塞组合发动机和新型动力系统，如太阳能推进系统和电推进系统。无人机用途广泛，品种繁多，是当前研究的热点，应制定合理的无人机发展路线，合理谋划无人机动力装置的发展战略。应从长远出发，积极开展高空无人机动力装置的预先研究和自主创新工作，为适应未来无人机发展的要求打下坚实的基础。

摘要： 为解决某涡轮发动机燃烧室喷嘴积炭严重的问题,通过在原型喷嘴上增加吹气帽罩并多次优化改进,最终优化的喷嘴满足防积炭使用要求,喷嘴吹气帽罩的壁温较低.研究结果表明:紧邻喷孔出口下游3mm处是否存在回流区不是评判防积炭设计是否合理的必然条件,在喷孔下游约6mm处若无回流区,并且在此处燃料被吹离至该截面的下游,可有效隔离喷嘴壁面高温,达到防积炭的效果.

摘要： 目前通过内部变几何部件的调节,改变发动机工作特性的变循环涡轮发动机已成为国内外研究的热点.国内在变循环涡轮发动机整机性能和部件特性仿真方面开展了大量工作,而在变几何结构设计方面的公开报道偏少.本文以某变循环发动机的可调面积涵道引射器为对象,从方案设计、运动仿真、受力分析和试验验证等方面开展了相应的研究工作,获取了一套行之有效的变几何结构设计思路和流程,具有较强的工程应用价值.

摘要： 本文根据某涡轮发动机需求,采用理论计算与经验相结合的设计方法开展了一种微型回油式喷嘴设计.在确定微型回油式喷嘴喷油孔孔径、回油孔孔径、旋流槽等关键几何部位尺寸的基础上,设计并加工了该喷嘴.为验证设计方法的适用性以及喷嘴性能,本文开展了基于PDA的喷嘴雾化性能试验.试验结果表明,喷嘴特征雾化粒径在15μm～65μm之间,雾化均匀程度良好.

摘要： 本文简要分析了国外一种新颖的称为“三发”组合循环发动机系统的适用于高超声速飞行器的动力概念,这一概念回避了传统涡轮基组合循环发动机中必须采取高马赫数涡轮发动机,并要从高马赫数涡轮发动机工作模态直接转换到双模亚/超燃冲压发动机工作模态的难题.“三发”组合循环发动机系统采用“相对低马赫数的涡轮发动机(最大Ma2.5)+火箭引射亚燃冲压发动机+双模亚/超燃冲压发动机”的组合循环发动机系统方案,引入火箭引射亚燃冲压发动机可以有效解决现有涡轮发动机无法提供所需的高马赫数需求和双模亚/超燃冲压发动机低马赫数无法起动的矛盾,从而做到该三种发动机功能协同、组合覆盖从零速到Ma7巡航之间的速域,为未来高超声速飞行器动力的选择提供了又一可能.

摘要： 对微小型涡轮发动机所用燃烧室的结构及内流场特点进行了介绍,并估算了国外微小型燃烧室的基本性能参数.对目前弹用微小型燃烧室性能水平及存在的问题进行了分析.结合目前航空用高性能涡轮发动机的发展趋势以及弹用涡轮发动机自身特点,提出了弹用微小型燃烧室的关键技术,以期对我国发展高性能弹用涡轮发动机燃烧室提供参考.

摘要： 由于有些附件舱的结构设计不合理,当辅助动力发动机(APU)地面起动时,高温燃气会通过APU排气内管与排气外管之间的流道回流至附件舱内,影响附件舱内APU及其他附件系统的正常工作.本文通过在排气内管与排气外管之间的流道中添加一系列导流肋片,使回流只能按照某种特定的流路流动,减小了回流流量,保证APU正常起动和附件系统正常工作;而100％转速时APU的引射流量有所减小,排气管出口气流温度略有增加.

摘要： 本发明提供了一种涡轮发动机压缩机定子角扇形片(18)，并包括：外环(24)和内环(22)；和在所述内外环(22，24)之间径向延伸并在其径向端部连接到所述环上的至少一个叶片(26)。在其中一个轴向端部处，外环(24)带有向所述轴向端部打开并在叶片(36)径向外端与之连接的外环(24)径向内舌部(36)和装有安装装置(46)的外环(24)的径向外舌部(28)之间延伸的腔室(42)，所述安装装置用来将定子角扇形片(18)安装到发动机的壳体(20)上。形成对接的嵌入件(607)至少局部地置放在腔室(42)内，所述形成对接的嵌入件(607)可通过接触来限制径向内舌部的径向移动，从而可改变所述径向内舌部(36)的振动特性。

摘要： 用于熔接到具有喷嘴轨道(455)的燃气涡轮发动机涡轮喷嘴(451)的防冲击盖(460)包括主体和用于与喷嘴轨道(455)形成第一熔接件的多个突片。所述主体具有板样形状并包括多个防冲击孔(464)、第一边缘、第二边缘以及第一翼面冷却孔(470)。所述多个突片包括从第一边缘延伸的第一突片(461)和从第二边缘延伸的第二突片(462)。所述第二突片(462)与所述第一突片(461)位于所述主体的不同象限。

摘要： 本发明涉及一种用于涡轮发动机的螺旋桨的叶片(11A)，具体地用于桨扇发动机的叶片，叶片包括位于叶片的前缘(17)上的突出部(16)，其特征在于，所述叶片包括用于控制突出部沿着叶片的前缘的位置的装置。

摘要： 本发明涉及一种用于涡轮发动机转子的旋转对称部件，例如盘(24')。所述部件具有旋转轴线(A)并且在其周缘上包括齿(22')的环形的列，所述齿在它们之间限定出用于将杉树形的转子叶片根部(10'，10″)保持在其中的凹槽(34'，34″)。每个齿包括第一侧面(40″)和第二侧面(40')，该第一侧面包括至少两个凸出部分，该至少两个凸出部分用于保持叶片根部并且被凹陷部分彼此分隔开，该第二侧面包括至少两个凸出部分(42)，该至少两个凸出部分用于保持相邻的叶片根部并且通过凹陷部分彼此分隔开。第一侧面的所述至少两个凸出部分位于以旋转对称部件的旋转轴线为中心的圆周(C3，C7)上，第二侧面的所述至少两个凸出部分位于以所述旋转轴线为中心的圆周(C4，C8)上。所述部件的特征在于，每个齿大体在其整个的纵向尺寸上关于大体的径向中间纵向平面(P2)不对称。每个齿的第二侧面的凸出部分的所述圆周中的至少一个(C4)位于第一侧面的凸出部分的圆周(C3，C7)之间，并且从所述圆周径向地偏移。

摘要： 一种用于涡轮发动机的叶片(13)，所述叶片围绕轴线(X)设置并且在径向外端(16)和径向内端(18)之间径向延伸，所述叶片(13)包括至少一个向所述叶片的径向外端和所述叶片的径向内端开口的冷却空腔(24、26)，所述叶片包括至少一个第一管状衬垫(34a、36a)和至少一个第二管状衬垫(34b、36b)，每个衬垫都接合在所述空腔中，所述第一衬垫的径向外端向所述叶片的径向外端开口，所述第二衬垫的径向内端向所述叶片的径向内端开口；所述叶片具有的曲率，使得所述叶片的中心轴线具有30到500mm之间，优选30到100mm之间的曲率半径。

摘要： 本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机(10)的燃烧器(30)的旋流器(50)，包括多个叶片(54)，该多个叶片(54)从旋流器(50)的外半径(64)向旋流器(50)的内半径(62)延伸；叶片(54)之间的多个混合通道(56)，以从实质上被定位于旋流器(50)的外半径(64)处的混合通道(56)的径向外端(58)向实质上被定位于旋流器(50)的内半径(62)处的混合通道(56)的径向内端(60)引导空气；至少一个主喷射装置(52)，用于提供用于燃气涡轮发动机(10)的主火焰的燃料，主喷射装置(52)被布置在混合通道(56)中的至少一个处和/或中；以及至少一个引燃喷射装置(70)，用于提供用于燃气涡轮发动机(10)的引燃火焰的燃料。进一步地，本发明涉及一种燃气涡轮发动机(10)的燃烧器(30)，并且涉及一种燃气涡轮发动机(10)。

摘要： 本发明提供了一种涡轮发动机压缩机定子角扇形片(18)，并包括：外环(24)和内环(22)；和在所述内外环(22，24)之间径向延伸并在其径向端部连接到所述环上的至少一个叶片(26)。在其中一个轴向端部处，外环(24)带有向所述轴向端部打开并在叶片(36)径向外端与之连接的外环(24)径向内舌部(36)和装有安装装置(46)的外环(24)的径向外舌部(28)之间延伸的腔室(42)，所述安装装置用来将定子角扇形片(18)安装到发动机的壳体(20)上。形成对接的嵌入件(607)至少局部地置放在腔室(42)内，所述形成对接的嵌入件(607)可通过接触来限制径向内舌部的径向移动，从而可改变所述径向内舌部(36)的振动特性。

摘要： 本发明涉及一种用于涡轮发动机的螺旋桨的叶片(11A)，具体地用于桨扇发动机的叶片，叶片包括位于叶片的前缘(17)上的突出部(16)，其特征在于，所述叶片包括用于控制突出部沿着叶片的前缘的位置的装置。

摘要： 本发明涉及一种用于检测双发动机直升机的第一涡轮发动机的故障且用于运转第二涡轮发动机的方法，第一涡轮发动机被称为故障发动机(4)，第二涡轮发动机被称为发声发动机(5)，每个发动机(4，5)包括由调节设备调节的、限定最大功率速度的保护端限制，其特征在于，所述方法包括：检测所述故障发动机(4)的故障指标的步骤(10)；在检测到故障指标的情况下，将用于保护所述发声发动机(5)的所述端限制修改成对应于最大功率单发动机速度的保护端限制的步骤(11)；确认所述故障发动机(4)的故障的步骤(12)；在确认了故障的情况下，命令所述发声发动机(5)的燃料供应速度增加的步骤(13)。

摘要： 本实用新型公开了涡轮发动机燃烧室(10)环形壁，包括冷侧(16a，18a)和热侧(16b，18b)，沿周向排分布的多个初级洞和稀释洞(30)，使环形壁冷侧(16a，18a)循环空气进入热侧(16b，18b)，确保空气和燃料混合物稀释；多个冷却孔(32)，使环形壁冷侧(16a，18a)循环空气进入热侧(16b，18b)，沿环形壁形成冷却空气层；冷却孔分布成互相轴向间隔的多个周向排，每个冷却孔的几何轴线在燃烧气体流出的轴向方向D是倾斜的，相对于环形壁法线N的倾斜角为θ1；该壁还包括在紧邻稀释洞下游设置和分布成互相轴向间隔的多个周向排的多个补充冷却孔(34)；每个补充冷却孔的几何轴线设置在与所述轴向方向D垂直的平面上，相对于所述环形壁的法线N的倾斜角为θ2。