摘要：本本文以工程应用为目的,针对燃气轮机高温升燃烧室,开展了带活门的双油路离心喷嘴的方案设计研究。研究了副喷雾器流量数、主喷雾器流量数、活门开启压力及最大供油压力等参数之间的关系,得到了主副油路匹配方案和流量特性;然后根据初步方案,开展流路元件设计,探讨了主副喷嘴的流量计算方法,研究了关键参数对元件特性的影响,进行了各元件的详细参数设计,并以此修正设计方案,完成了喷嘴性能方案设计,本方案可稍作调整用于其它燃烧室喷嘴,设计思路与方法也可为以后的喷嘴设计提供参考。

摘要：建立了用于处理煤矿通风瓦斯的Swiss-roll燃烧器的二维湍流热平衡模型,求解模型方程得到了换热通道的温度分布,分析了进口流速、通道尺寸、燃烧室直径对传热特性的影响,并通过试验验证模型的合理性.结果表明,在甲烷体积分数为1%时,反应区温度达1 346K;通道宽度对反应区温度的影响最大而进口流速的影响最小;改变进口流速和换热通道尺寸能改善燃烧器的部分性能同时又会不利于另一些性能,在燃烧器的设计中,应根据实际情况,综合考虑温度、流阻、成本等因素来选择合适的参数.

摘要：综述了高速涡轮发动机的发展概况,基于未来高速飞机对TBCC组合动力涡轮的需求指出高速涡轮是临近空间高速飞机动力的关键一环,Ma3以上的大推力涡轮基是未来重要的发展趋势。分析了高速涡轮发展需在克服“热障”扩展工作包线的同时具备良好高空高速性能并兼顾低速性能,提出了包括低压比设计、变循环技术和高流通技术在内的技术解决措施,为高速涡轮发动机技术发展提供参考。

摘要：Swiss-roll燃烧器能大大拓展燃烧极限,燃烧各种低热值气体燃料.对Swiss-roll燃烧器的传热特性进行了试验研究,并建立了热平衡模型,进行数值求解.结果表明,Swiss-roll燃烧器的逆流换热结构能有效提升反应区温度;热平衡模型能较好地预测反应区温度,计算值与实验数据之间的相对误差小于5%;随着进口流速的增大,反应区温度降低,逆流通道的传热系数增加,热再循环系数减小,在高流速时进口流速对温度的影响程度降低;随着燃烧器功率增加,反应区温度升高,燃烧器热再循环系数略有提高,在小功率时功率对反应温度的影响更加显著.

摘要：采用数值模拟方法,研究航空发动机燃烧室喷嘴内燃油的传热特性:使用三维建模软件对喷嘴进行精细的几何建模,喷嘴模型包括旋流器叶片和隔热套管等细节特征;采用商业CFD软件对比研究不同喷嘴内燃油的传热特性,确定喷嘴隔热套管的隔热效果。结果表明,在所给工况条件下,隔热套管能减少喷嘴杆部温升约50%,对主油路温升的抑制作用随着主油路流量的增加而逐渐减小,对副油路燃油温升的抑制作用比较明显且基本不随主油路流量变化。工程算法和数值模拟计算的喷嘴出口燃油温度之间相差明显。

摘要：米高扬设计局从2013年起打算改进设计米格-41以替代到寿的米格-31。据报道，米高扬设计局已完成米格-41的设计图，并可能在2025年前实现批量生产。米格-41是在米格-31基础上的改进型，飞行速度达到Ma4-4．3，可以拦截美国正在研发的超声速无人机。

摘要：高超声速技术是美国空军未来三项颠覆性技术之一，而作为高空高速飞机（截击机、侦察机等）和临近空间高超声速飞机“心脏”的发动机的研究显得尤为重要，是未来高空高速飞机／临近空间高超声速飞机动力的重点研究领域。

摘要：为了满足基于某型传统涡轮发动机射流预冷技术验证的需求,以射流预冷装置的温降和流阻特性研究为基础,设计了1种高效蒸发、低流阻的射流预冷装置,搭建了国内首套基于全尺寸的地面模拟试验系统,通过试验验证的方法研究了喷入介质的流量变化和进气温度变化对温降和流阻特性的影响,验证了射流预冷技术的有效性。结果表明:发动机入口来流温度不变时,射流预冷装置的温降特性主要取决于喷入介质的流量变化;随着来流温度的升高,射流预冷装置的介质蒸发率提高,来流降温量也会随之增大;通过调节喷射介质的流量,可将发动机风扇前气流温度维持在80~120℃;流阻特性主要取决于射流预冷装置自身,而介质喷射对流阻特性几乎不产生影响;射流预冷装置的总压损失小于4%,且随着来流温度的升高,总压损失有所减小。