摘要：为满足设计初期阶段变循环发动机性能评估需求,建立了一种不依赖于部件特性曲线的双外涵混合排气变循环发动机总体性能仿真模型,编制了相应的总体性能仿真程序,模拟研究了变流路和变几何调节对双外涵混合排气变循环发动机节流状态及最大状态性能的影响。研究表明,构型改变对发动机耗油率影响较小,对推力影响较大。可调高压涡轮导向器对发动机推力及耗油率的性能增益较小。可调后涵道引射器既可以提高发动机在各种工况下的参数匹配能力,又可以改变发动机的涵道比。综合考虑结构设计复杂度与性能收益,可调尾喷管与可调后涵道引射器的组合方案是相对最佳的变几何方案。

摘要：水平起降Ma4高速飞机是目前研究的热点,涡轮冲压组合发动机是其可行动力形式之一,但历经50多年发展,Ma3.5以上涡轮冲压组合动力目前仍然停留在地面试验阶段,为了探明限制涡轮冲压组合发动机从技术研究转入工程研制的关键因素,本文设计了一个配装两台涡轮-亚燃冲压组合发动机、最高飞行速度为Ma4左右的水平起降高速飞机模型,设定了飞行任务剖面,计算出了整个飞行过程中飞机对发动机的推力需求,并对比现有航空发动机技术能力,分析出了阻碍涡轮冲压组合发动机向工程应用迈进的三大核心要素:飞机高空高速爬升阶段发动机存在一个巨大的"推力缺口",现有发动机推重比不够高导致飞机有效载荷和航程受到极大限制,发动机长时间高Ma数飞行导致可靠性和寿命低。据此针对性提出了技术研究措施建议。

摘要：通过分析现有试验设计方法存在的不足和正交试验设计方法的优势,提出采用正交试验设计方法进行航空发动机高空模拟试验设计的思路。对高空模拟试验的项目、指标、因素和水平进行分析,根据不同的试验项目和指标确定试验设计的因素及水平;再选择适合的正交表并进行表头设计,将试验因素和水平按照一定的原则填入正交表后获得正交试验方案;最后以航空发动机高空稳态性能试验为对象进行正交试验设计,获得的试验方案在高空台效率提升等方面具有一定的指导意义。

摘要：质量是航空发动机发展永恒的主题,贯穿于发动机全生命周期,而在设计阶段尤为重要。通过简化变循环发动机结构形式,采用全新的高推力、低油耗、变循环、高质量的多模态推进系统方案,可提升未来先进变循环发动机质量可靠性,支持未来飞机“短时加速冲刺、长时闲庭信步”。

摘要：区别于常规涡扇发动机设计,高空长航时无人机发动机受高空环境影响显著,在设计中要充分考虑其工作特点并进行适应性设计。以“全球鹰”无人机为对象,建立了高空长航时无人机及其动力性能需求计算模型。基于典型任务剖面,分析了无人机在起飞、爬升、巡航等典型任务阶段的推力需求,研究了关键敏感性参数对发动机推力需求的影响规律,提出了降低发动机研发难度的有效建议,并结合AE3007H发动机的设计特点,深入分析了高空长航时无人机动力特性。