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双S弯排气系统雷达吸波涂层应用的仿真计算

航空发动机 2024年

作者：查大册李宁黎石杏张琪杨坤杜凯中国航发贵阳发动机设计研究所

针对双S弯排气系统的雷达吸波涂层应用，采用弹跳射线法计算并分析了双S弯排气系统的散射源分布、涂覆雷达吸波涂层后雷达散射截面（RCS）缩减效果，以及雷达吸波涂层涂覆部位对双S弯喷管排气系统散射特性的影响。结果表明：典型双S弯... 详细信息

针对双S弯排气系统的雷达吸波涂层应用，采用弹跳射线法计算并分析了双S弯排气系统的散射源分布、涂覆雷达吸波涂层后雷达散射截面（RCS）缩减效果，以及雷达吸波涂层涂覆部位对双S弯喷管排气系统散射特性的影响。结果表明：典型双S弯排气系统的电磁散射特性存在明显的极化差异，其散射源主要分布在排气腔体终端结构、弯曲流道和喷管出口处，在相应部位涂覆雷达吸波涂层后在X波段、Ku波段的R CS减缩为7 8.0%、72.2%；在双S弯喷管排气系统中弯曲流道是强散射源之一且对总RCS贡献较大，在该位置涂覆雷达吸波涂层可有效降低排气系统的R CS，针对不同的指标需求，在X波段和K u波段不同的涂覆部位对应的R CS缩减分别为5 6.9%～78.0%、49.5%～72.2%。

关键词：双S弯排气系统雷达吸波涂层弹跳射线法雷达散射截面航空发动机

蒸发孔角度对蒸发式稳定器壁温影响规律仿真及验证

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航空发动机 2024年

作者：周开福赵中豪文清兰汪林全中国航发贵阳发动机设计研究所

为了研究在不同蒸发孔角度下蒸发式稳定器壁温分布，在蒸发式稳定器工作载荷复杂、工作环境恶劣等条件下，以发动机加力燃烧室稳定器工作参数、几何构型为基础，采用大涡湍流模型、考虑气-固-热耦合的稳定器气动传热数值仿真方法，开展... 详细信息

为了研究在不同蒸发孔角度下蒸发式稳定器壁温分布，在蒸发式稳定器工作载荷复杂、工作环境恶劣等条件下，以发动机加力燃烧室稳定器工作参数、几何构型为基础，采用大涡湍流模型、考虑气-固-热耦合的稳定器气动传热数值仿真方法，开展了蒸发孔角度对蒸发式稳定器壁温影响规律计算分析，并进行整机台架测温验证。结果表明：蒸发孔角度对加力燃烧室总压恢复系数和燃烧效率影响较小，对稳定器壁温影响较明显；当蒸发孔角度由1 00°减小至6 0°时，稳定器最高壁温降低8 0 K；当蒸发孔角度由1 00°增大至1 20°时，稳定器最高壁温降低6 0 K；蒸发孔角度由1 00°调整为6 0°后稳定器壁温降温的数值仿真结果约为1 10 K，整机上测温结果约为1 22 K，降温明显，可有效地提升稳定器使用寿命。

关键词：蒸发式火焰稳定器蒸发孔角度壁温流固耦合分析台架验证航空发动机

单排冲击孔的冲击/气膜复合冷却结构火焰筒壁温分布

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科学技术与工程 2024年第24期24卷 10552-10560页

作者：朱诚于小兵陈思赵婷杰冯雯翠中国航发贵阳发动机设计研究所贵阳550081

针对单排冲击孔的冲击/气膜复合冷却结构火焰筒建立一维壁温计算程序,对火焰筒一维壁温进行计算分析,通过示温漆测温法和热电偶测温法获得了高温高压下该火焰筒壁温分布规律和最高壁温值,并将试验结果与计算结果进行对比分析。结果表明... 详细信息

针对单排冲击孔的冲击/气膜复合冷却结构火焰筒建立一维壁温计算程序,对火焰筒一维壁温进行计算分析,通过示温漆测温法和热电偶测温法获得了高温高压下该火焰筒壁温分布规律和最高壁温值,并将试验结果与计算结果进行对比分析。结果表明:计算结果与试验结果吻合较好,该计算模型可有效评估冲击/气膜复合冷却结构火焰筒壁温分布趋势;将冲击孔布置在气膜段末端可有效降低该处壁温,从而控制最高壁温值;单位面积冷却气量对冷却效率有重要影响;火焰筒壁温分布较均匀,最高壁温低于材料长期许用工作温度。

关键词：航空发动机火焰筒冲击/气膜冷却壁温示温漆测温热电偶测温

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单通道与三通道扩压器冷态流阻特性对比研究

航空动力学报 2024年第2期39卷 17-23页

作者：邹运徐宝龙万斌程明中国航发沈阳发动机研究所沈阳110015

为了给高温升燃烧室扩压器选型提供技术支撑,以某高温升燃烧室全环试验件为平台,获得进口总压500 kPa以及进口温度500 K条件下的单通道三通道扩压器与三通道扩压器燃烧室的总压损失特性随燃烧室进口马赫数的变化规律,同时借助CFD技术开... 详细信息

为了给高温升燃烧室扩压器选型提供技术支撑,以某高温升燃烧室全环试验件为平台,获得进口总压500 kPa以及进口温度500 K条件下的单通道三通道扩压器与三通道扩压器燃烧室的总压损失特性随燃烧室进口马赫数的变化规律,同时借助CFD技术开展数值仿真,试验与数值仿真结果对比表明:相同状态下,单通道扩压器燃烧室方案扩压器、火焰筒以及燃烧室总压损失均低于三通道扩压器方案,设计点条件下扩压器、火焰筒以及燃烧室总压损失分别降低了0.13%、0.02%以及0.16%;所选的数值仿真方法可用于评估燃烧室冷态流阻特性变化趋势,但无法准确评估总压损失绝对值。

关键词：单通道三通道扩压器冷态流阻总压损失

Co-Cr-Nb-W合金碳化物组织转变及力学性能研究

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稀有金属材料与工程 2024年第3期53卷 815-824页

作者：凌晨李尚平林筠侯杰李义平骆合力钢铁研究总院高温材料研究所北京100081 北京钢研高纳科技股份有限公司北京100081 中国航发贵阳发动机设计研究所贵州贵阳550081

热处理过程中的碳化物转变对高温合金的力学性能影响显著。采用XRD、SEM、EPMA、TEM等研究了Co-Cr-Nb-W耐磨合金热处理过程中碳化物的析出类型、分布特征、演变机制及其对高温拉伸性能的影响。Co-Cr-Nb-W耐磨合金主要在钎焊和时效热处... 详细信息

热处理过程中的碳化物转变对高温合金的力学性能影响显著。采用XRD、SEM、EPMA、TEM等研究了Co-Cr-Nb-W耐磨合金热处理过程中碳化物的析出类型、分布特征、演变机制及其对高温拉伸性能的影响。Co-Cr-Nb-W耐磨合金主要在钎焊和时效热处理后使用,该过程中主要发生如下2个碳化物转变过程:MC+matrix=M_(6)C和M_(23)C_(6)+matrix=M_(6)C。合金在高温拉伸应力下的断裂机制为韧脆混合机制,块状初生碳化物与基体之间的界面容易成为裂纹萌生源。热处理过程消除了容易引起晶界迁移的片层状共晶M_(23)C_(6),在骨架状MC周围析出了细小的M_(6)C,同时改善了枝晶间元素偏析,促进基体中形成高密度的交叠层错带,使得合金在1000℃下的抗拉强度提高约20 MPa。

关键词：钴基高温合金碳化物转变热处理高温拉伸性能高温耐磨材料

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射流预冷对航空发动机进气温度的特征性分析

航空动力学报 2024年第7期39卷 177-188页

作者：冯爽李宝宽杨晓晰谢业平张海洋东北大学热能工程系沈阳110819 中国航发沈阳发动机研究所沈阳110015 中国航发沈阳发动机研究所辽宁省航空发动机冲击动力学重点实验室沈阳110015

为了研究射流预冷技术对预压段温度场的影响,采用欧拉-拉格朗日方法建立了液滴雾化蒸发过程的三维数学模型.气液两相之间的传质和动量交换是通过双向耦合的方法实现的.通过与已有试验结果的比较,验证了该数学模型的准确性.采用响应面法... 详细信息

为了研究射流预冷技术对预压段温度场的影响,采用欧拉-拉格朗日方法建立了液滴雾化蒸发过程的三维数学模型.气液两相之间的传质和动量交换是通过双向耦合的方法实现的.通过与已有试验结果的比较,验证了该数学模型的准确性.采用响应面法分析了水气比、喷射速度、液滴尺寸和喷嘴锥角对航空发动机进气温度的影响,建立了四因素三水平响应面法.结果表明:发动机进气空气温度的降温比为3.67%~26.02%.建立了基于多元回归方法的可视化非线性多变量设计优化方程,得到了水气比、喷射速度、液滴尺寸和喷嘴锥角对进气冷却效果的影响.当水气比为0.08、液滴尺寸为10.47 µm、喷射速度为39.52m/s、喷嘴锥角为24.79°时,发动机最低预压缩冷却段温度为449.60 K.

关键词：射流预冷响应面分析进气温度雾化蒸发

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先进通用核心机派生发展的理念、方法及实践

航空学报 2024年第7期45卷 1-12页

作者：尹泽勇李概奇石建成银越千中国航发中国航空发动机研究院北京101304 中国航发湖南动力机械研究所株洲412002

概述了核心机派生发展发动机的历史背景和某些典型派生发展案例。阐明了先进通用核心机及其派生发展的理念及优势,给出了先进通用核心机派生发展的基本方法,包括通用核心机流量选择、热力循环参数选择、部件构型选择、部件高效稳定工作... 详细信息

概述了核心机派生发展发动机的历史背景和某些典型派生发展案例。阐明了先进通用核心机及其派生发展的理念及优势,给出了先进通用核心机派生发展的基本方法,包括通用核心机流量选择、热力循环参数选择、部件构型选择、部件高效稳定工作范围确定等。此外,从市场定位、先进性确定、核心机方案设计等方面介绍了某先进通用核心机的研发历程,并阐述了由其派生发展的飞机用涡轴、涡桨、涡扇航空发动机以及车用燃气轮机产品的研制。通过实践表明了先进通用核心机派生发展的可能性及由此带来的降低风险、缩短周期、节约经费等方面的优势。

关键词：先进通用核心机派生发展技术及经济优势航空发动机系列化

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舰载航空发动机用GH2150A压气机叶片的耐蚀性

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腐蚀与防护 2024年第7期45卷 24-28页

作者：王江张林嘉张安琴高军尹翔肖钦夤中国航发贵阳发动机设计研究所贵阳550081 海装广州局贵阳军代室贵阳550081

高温、高湿、高盐雾的海洋环境,给舰载航空发动机带来了严重的腐蚀风险。压气机是大气流经发动机的主要通道,其叶片直接受到高压、高速和潮湿海洋大气的冲刷和腐蚀,造成的损伤与失效尤为突出。根据某型舰载航空发动机高压压气机叶片的... 详细信息

高温、高湿、高盐雾的海洋环境,给舰载航空发动机带来了严重的腐蚀风险。压气机是大气流经发动机的主要通道,其叶片直接受到高压、高速和潮湿海洋大气的冲刷和腐蚀,造成的损伤与失效尤为突出。根据某型舰载航空发动机高压压气机叶片的服役条件,对GH2150A和GH2150A+化学钝化两种状态的高压压气机叶片进行了192h酸性盐雾试验、680h酸性大气腐蚀试验及100h,600℃涂盐热腐蚀试验。结果表明;两种状态的叶片都表现出良好的耐酸性盐雾和酸性大气腐蚀性能;然而,经过20h涂盐热腐蚀试验后,两种叶片均出现红色腐蚀斑点,60h后整个叶片均被腐蚀,其中经过化学钝化的叶片经100h涂盐热腐蚀试验后,碱洗质量损失较原始叶片更小,表明化学钝化在一定程度可以阻碍腐蚀,但防护能力有限。

关键词： GH2150A叶片腐蚀酸性盐雾酸性大气涂盐热腐蚀

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喷砂喷嘴挡板角对航空发动机进气特性的影响

航空发动机 2024年

作者：冯长胜王相平刘作宏张帅周伟闫卫青中国航发沈阳发动机研究所

为满足航空发动机吞砂试验数值仿真的迫切需求，对吞砂需求和数值模拟理论进行详细阐述，设计了1套吞砂试验设备，并对发动机地面吞砂过程及喷砂嘴挡板角对发动机进气道入口流场影响进行了分析。结果表明：砂粒易受发动机入口截面附近... 详细信息

为满足航空发动机吞砂试验数值仿真的迫切需求，对吞砂需求和数值模拟理论进行详细阐述，设计了1套吞砂试验设备，并对发动机地面吞砂过程及喷砂嘴挡板角对发动机进气道入口流场影响进行了分析。结果表明：砂粒易受发动机入口截面附近气流特性影响而被裹挟至中心处；流场中的砂粒在径向扩散过程中会出现按粒径分层的现象；发动机进气道入口的截面砂粒粒径分布与浓度分布无关；随着挡板角增大，发动机进气道入口截面的砂粒浓度分布均匀度增大，其中，最大均匀度相比最小均匀度提高2 71%。经数值模拟结果验证，该方法能按需确定喷砂设备的参数，在一定程度上提高了喷砂的均匀度，计算精度满足工程需求，完善了吞砂试验数值模拟计算体系。

关键词：吞砂试验喷砂喷嘴挡板角气固两相流进气道航空发动机