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1987年  第2卷  第1期

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研究论文
航空发动机燃烧技术的研究与发展
周晓青
1987, 2(1): 1-7,87.
摘要 PDF(967KB) icon1427 icon548
摘要:
航空发动机技术的迅速发展和航机民用事业的大力推广,为燃烧室的研究与发展开辟了更广阔的领域和提出了更高的要求。本文将就航空燃烧室的研究与发展方向作一初步展望。
涡轮叶片冷效实验器实验功能探讨
邱绪光
1987, 2(1): 8-12,87-88.
摘要 PDF(583KB) icon1174 icon459
摘要:
本文对我国现有的涡轮叶片冷却效果实验器的实验功能及相应的实验方法和数据处理方法等进行了探讨。对冷却结构优劣比较性实验只略加评述,重点讨论发动机工况模拟性实验。文章指出,现有冷效实验器有可能对现有水平的发动机进行模拟实验,但对未来更高增压比的发动机工况模拟实验则存在限制。
冲击冷却局部换热特性的实验研究
任苓华, 郑际睿
1987, 2(1): 13-17,88-89.
摘要 PDF(536KB) icon1629 icon422
摘要:
木文研究了用单排圆射流冲出冷却的方法来模拟涡轮叶片前缘的局部换热特性。通过对大量实验数据的分析研究,发现局部换热系数的分布曲线是一个分段函数:驻点区为高斯分布函数,壁射流区为幂函数分布。文中还分析了射流雷诺数、射流孔与试验靶之间的无因次距离、冲击管和试验靶的无因次结构尺寸等对局部换热系数及其分布的影响。最后,用最小二乘法整理出一组描述冲击冷却局部换热特性的经验公式。这些公式对冲击冷却叶片的设计具有一定的工程实用参考价值。
用短周期风洞进行涡轮叶片传热实验的初探
李静美, 赵润民, 王吉南
1987, 2(1): 18-22,89.
摘要 PDF(521KB) icon1706 icon477
摘要:
本文介绍了短周期激波叶栅风洞的结构,原理和实验模型,以及在来流条件为Ma入口=0.21和0.15,Re∞/L=1×107,TO/TW=2.2时,进行涡轮叶片测压和传热实验的初步结果。结果表明10毫秒的实验时间是足够的,目前的实验方案完全可行。
关于低热值煤气在航机改型中的应用问题
焦树建
1987, 2(1): 23-28,89.
摘要 PDF(655KB) icon1182 icon398
摘要:
目前,我国已经面临了航机改烧低热值煤气的现实条件。本文概述了航机在改烧低热值煤气时会遇到的各种问题及其对策,力图为航机的改型工作提供参考素材。
蒸汽轮机叶片失速颤振的预测
杨晓东, 唐智明, 周盛
1987, 2(1): 29-32,90.
摘要 PDF(429KB) icon1539 icon417
摘要:
本文移植了轴流压气机叶片失速颤振预测方法中一种半经验方法——变形激盘法,从自激振动的角度分析了蒸汽轮机末级工作叶片在某些工况下动应力突增的故障。本文中计算与实测值间的定性一致表明:末级工作叶片在低负荷状态的动应力突增是由于大负攻角失速颤振所引起的。本文对设计工况附近的动应力增加提出了一种解释,在设计工况叶片可能存在一种目前尚未分类过的“高负荷非失速颤振”。
DQ-1000型惰气灭火装置补燃室的设计和试验研究
石学清
1987, 2(1): 33-38,90-91.
摘要 PDF(636KB) icon1739 icon386
摘要:
本文介绍了航空发动机用作煤矿灭火装置的研制简况,重点论述了其关键部件——补燃室的试验研究。结果表明,该补燃室采用降低流速、分区供油、旁路火炬点火,燃烧区喷水、多排火焰稳定器以及夹层水冷外套等方案,能够实现“软点火”,燃烧稳定,效率高达0.99,排气成分符合灭火要求,工作安全可靠。
用失速参数获取压气机轴对称流特性的研究
汤国才, 张惠民
1987, 2(1): 39-44,91.
摘要 PDF(577KB) icon1387 icon404
摘要:
本文提出了以旋转失速参数来获取轴流式压气机轴对称流特性的新方法。此法在原理上与用喘振参数的K·G法不同,但更易使用,并且应用范围更广。
双转子压气机稳定工作裕度的工程评定
江和甫
1987, 2(1): 45-48,91.
摘要 PDF(435KB) icon1740 icon394
摘要:
本文讨论了双转子压气机在涡轮喷气发动机中稳定工作裕度的一些特点,提出了对稳定工作裕度进行工程评定的具体技术要求。
涡喷发动机压气机失速、喘振及喘振点参数的测量和分析
李文兰, 陈辅群, 王宗源, 丛孟滋
1987, 2(1): 49-54,92.
摘要 PDF(555KB) icon1889 icon450
摘要:
本文介绍涡喷发动机在“净”和畸变进气下,涡轮一导面积减小12％或标准一导时,进行旋转失速和喘振试验的试验方法、测量方法及其试验的结果和分析。还介绍两种逼喘方法的试验,一种是静态逼喘,另一种是动态逼喘。试验结果表明,逼喘方式与喘振点参数有关联,动态逼喘的喘振点上的压比值与流量值分别比静态逼喘的低2.8％和1.7％。
射流式旋涡发生器最佳速度比的工程估算方法
张封北, 盛春华
1987, 2(1): 55-60,92-93.
摘要 PDF(761KB) icon1554 icon418
摘要:
本文从分析侧斜射流-横向流干扰的涡流场出发,讨论了用于附面层控制的射流式旋涡发生器速度此的选择问题。提出了使壁面处产生最大涡诱导速度的速度比Ropt.v和使附面层形状因子获得最大改善的速度比Ropt.H。根据涡参数变化的经验关系推得确定Ropt.v的经验公式,结合射孔后倒流区范围的试验结果,可以估算Ropt.H,估算值与平板附面层试验测量结果相符。
STW试验通信卫星远地点发动机飞行实验
顾雪林
1987, 2(1): 61-64,93.
摘要 PDF(436KB) icon1264 icon386
摘要:
本文对STW试验通信卫星远地点发动机的设计及飞行前后的测试参数做了较全面的介绍,叙述了发动机在飞行过程中的事故预想与对策;计算出了发动机的实际飞行总冲偏差,并与地面试车数据作了比较,验证了发动机地面试车所测总冲精度的正确性。
涡喷发动机加力调节系统静特性试飞研究
陶立毅, 陈占平, 樊思齐, 吴琪华
1987, 2(1): 65-68,93-94.
摘要 PDF(507KB) icon1822 icon472
摘要:
本文根据四种涡喷发动机加力调节装置在油泵试验台和飞行试验中获得的数据,对落压比调节器和气压调节器的工作情况进行了研究。对此争论多年的问题提出了初步看法。
高温涡轮气冷叶片冷却效果试验研究
吴世申, 张致君
1987, 2(1): 69-71,94.
摘要 PDF(391KB) icon1566 icon473
摘要:
高温涡轮气冷叶片冷却效果试验研究是气冷叶片研制过程中的一个重要环节。把低温低压静态试验台上的试验结果,如何应用到实际发动机运行状态中去是本文研究的主要目的。
某型涡轮叶片在不同设计状态下冷却效果试验研究
宣志江, 张三多
1987, 2(1): 72-74,95.
摘要 PDF(339KB) icon1236 icon403
摘要:
为了适应某发动机改型设计的要求,将其高压Ⅰ级涡轮转子叶片及改型叶片在原型机设计状态和改型机设计状态进行了冷却效果对比试验,录取了改型设计所必需的数据。 试验是在高温涡轮叶片冷却效果试验台上进行的。由于原型机设计状态和第一种改型设计状态的折合参数较高,而试验台提供的参数有限,故采用通常使用的实验关系式法。
气膜冷却技术在加力燃烧室隔热屏设计中的应用
梁康保
1987, 2(1): 75-77,95.
摘要 PDF(444KB) icon1538 icon400
摘要:
用于某型歼击机上的发动机,设计要求其加力燃烧室内燃烧温度达1900K;长度约2.3m,外壁温度不超过1073K;一次工作寿命不小于150小时。根据国内实用机种状况,只有设计隔热屏才能满足壁温的要求。我们应用气膜冷却技术,半经验半理论的设计方法,很快地收到了予期的效果。本文仅扼要介绍设计思想及结果。
涡轮叶片多次弯曲冷却通道的换热研究
张玉明, 顾维藻, 神家锐
1987, 2(1): 78-80,95-96.
摘要 PDF(391KB) icon1111 icon392
摘要:
多次弯曲冷却通道是燃机高温叶片的一种典型冷却结构。Metzger等人针对叶片冷却问题曾对转角为180°矩形弯曲流道的压力损失进行了研究,但其换热特性目前还没有公开发表的研究资料。本文用实验方法研究了不同高宽比、不同曲率半径比和顶端有排气孔的多次弯曲180°矩形流道内的流动特性与换热规律。
由尾迹测量确定转子叶型阻力的计算方法
王裕宗
1987, 2(1): 81-83,96.
摘要 PDF(323KB) icon1371 icon408
摘要:
叶型阻力的确定是叶轮机研究中重要问题之一。尾迹测量结果提供了边界上流速和压强的详尽分布,通过积分形式的动量方程和适当的数学处理,可确定叶型阻力。
采用间接燃烧循环改造航机
尚义
1987, 2(1): 84-84.
摘要 PDF(126KB) icon1412 icon377
摘要:
正当我国航空发动机(简称航机)更新换代的时候,已有并将有大批航机退役。就目前我国电力十分紧张的情况下,如能发挥退役航机的作用是非常有意义的。 针对航机能源短缺、油耗过高、寿命短和可靠性差等问题,本文提出一种新的航机改造方案。该方案采用煤作燃料,用于发电(暂不考虑热电并用)。
热效应对涡喷发动机过渡过程的影响
陈大光, 潘永泉
1987, 2(1): 85-86,96.
摘要 PDF(339KB) icon1650 icon408
摘要:
涡轮喷气发动机的过渡过程是个很复杂的物理过程。为了分析发动战的加速性,工作稳定性以及设计发动机燃油控制系统,需要建立一个精确的过渡过程数字模型。目前比较通用的过渡过程数学模型,大案是只考虑发动机转子惯性和发动机流道上的容腔影响。许多计算证明,对于一般过渡过程容腔影响极小,完全可以忽略不计。

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