“堵塞”技术在发动机高空模拟试验中的应用研究

通过对发动机高空模拟试验推力的确定方法与修正方法的分析,从理论上阐明了"堵塞"技术在发动机高空模拟试验中应用的机理和适用条件。通过对罗.罗公司高空台斯贝发动机和某高空台上涡喷发动机"堵塞"试验结果的分析,证明了"堵塞"技术在带收敛喷管的发动机高空模拟试验中应用的可行性和合理性。本文研究结果拓展了HB6213[1]中推力计算公式和推力修正公式的适用范围。      

堵塞条件下发动机高空试验推力差异分析

堵塞技术是降低发动机高空模拟试验成本和解决设备抽气能力不足的可行手段。在不同喷管排气环境压力条件下,某型带拉瓦尔喷管涡扇发动机完成了四组堵塞对推力影响的试验,发动机总推力试验值最大差异为6.2%。为揭示试验推力差异产生的原因,提高堵塞条件下发动机高空试验推力评估的准确性,开展了相关的理论分析和一维仿真计算,提出了主要影响量估算方法。结果表明：推力差异主要与发动机转速、结果修正方法和喷管扩张段流场特性有关;按文中提出的主要影响量估算方法计算了这些因素对推力的影响量,扣除影响量后总推力的最大差异降至0.8%;相同转速下,总推力相似换算值随喷管排气压力的升高呈增大趋势,最大差异达到3.3%。     

高空模拟试验中发动机推力的确定与应用

本文介绍了发动机高空模拟试验中发动机推力的确定机理和模拟偏差对推力确定的影响,分析了HB6213—89中推力计算与修正公式的适用范围,探讨了发动机推力测试结果在发动机性能预测和性能仿真中的重要作用。     

大涵道比发动机高空舱排气流场数值模拟研究

为了研究大涵道比分开排气发动机在高空舱内的排气流场特性,对其开展了流场数值模拟及试验验证。建立了一种发动机喷管、高空舱和排气扩压器的联合仿真模型,分别计算了不同喷管落压比状态下的发动机推力和排气流场特性,通过对比得到不同落压比下流场的变化规律。对大涵道比分开排气发动机进行了高空模拟试验,对不同落压比下的推力和高空舱内固定测点的总压与静压进行测量,并与数值模拟计算结果对比。结果表明：落压比越大,发动机射流影响范围越大,射流边界外扩,排气扩压器效率越低。推力系数随着落压比的增大呈现减小趋势。计算值与试验值结果相近,绝大多数测点的压强误差和推力误差保持在5%以内。     

航空发动机推力的测量和确定方法

从推力的定义和表达式及其导出的条件出发,讨论了航空发动机地面与飞行状态下在各类试验设备上推力的确定方法和程序以及必须进行的发动机部件与模型试验、整机地面试验和模拟高空试验乃至飞行试验,并分析了模拟高空试验在正确确定飞行推力中的重要作用。      

分开排气大涵道比涡扇发动机高空模拟试验排气布局评估

为评估分开排气大涵道比涡扇发动机高空模拟试验的排气特性,采用数值仿真方法,对分开排气发动机高空模拟试验时配备的排气扩压器的结构进行分析。主要从发动机尾锥与排气扩压器入口距离、排气扩压器结构尺寸、舱内压力模拟偏差及次流四方面影响进行排气特性计算,并以发动机设计推力进行检验。结果表明:该发动机进行高空模拟试验时,排气扩压器直径应不小于3.5 m,排气扩压器直段长度不小于9.0 m,发动机尾锥与排气扩压器入口距离以0.85倍扩压器直段直径为宜;发动机飞行包线的巡航点和左边界点的推力偏差,均随模拟舱压偏差绝对值的增大而增大,但巡航点推力变化斜率较大。     

基于燃气发生器法的小型中涵道比发动机性能计算分析

为了研究小型中涵道比分排涡扇发动机装机性能,建立了基于燃气发生器法的性能计算模型。由CFD数值模拟计算喷管特性,由发动机地面台架试验及针对小型中涵道比的特点发展的修正方法获取内外涵喷管进口总压和总温的修正系数曲线,经高空模拟台试验验证,发动机最大状态下的推力计算误差≤0.5%。再基于飞行试验测试数据,计算得到发动机在装机条件下的空气流量与飞行推力,与发动机设计厂家的模型计算结果相比,发动机各状态下推力最大误差≤1.3%,流量最大误差≤2.5%。结果表明：发展的性能模型修正方法适用于小型中等涵道比涡扇发动机的装机性能确定;同时修正中等涵道比分排发动机的内外涵喷管进口压力可提高模型推力计算精度;同时修正小流量分排发动机内外涵喷管进口温度可提高流量计算精度。     

一种改进的航空发动机高空模拟试验推力测量方法

为满足航空发动机高空模拟试验中推力高精度、快速测量要求,提出一种改进的推力测量方法。建立高空模拟试验推力测量稳态模型和动态模型,对试验振动的影响进行了仿真分析和试验验证,提出了对测量动架振动进行在线补偿的动态推力测量方法。从测量不确定度评估入手,讨论了动态推力测量方法在不确定度方面的局限性,提出了基于数字滤波的稳态推力测量方法。根据两种方法的特点,采用优选算法,在发动机过渡态时输出动态推力测量结果,在发动机稳态时输出稳态推力滤波结果。在发动机高空台试验中的检验结果表明,该方法能实现推力的高精度、快速测量。     

固体火箭发动机塞式喷管数值模拟和热态试验

为了考察固体火箭发动机塞式喷管的性能,设计了一套单元内喷管数为16、面积比为25的环簇式固体塞式喷管和一对比用钟型喷管,采用数值模拟方法预估了其推力性能.对塞式喷管进行了地面热态试验,测定了其推力性能.结果表明,环簇式塞式喷管地面燃气流动现象和推力性能的数值模拟结果与试验结果吻合.塞式喷管在地面上的推力效率达92.6%,比同面积比和长度的钟型喷管高9.1%,具有明显的高度补偿效应;但高空效率比用钟型喷管效率降低5.8%.      

高空台推力测量系统的标定及发动机飞行推力的确定

结合SB101高空模拟试车台第一号高空舱的计量标定以及与俄罗斯中央航空发动机研究院（циAM）ц-4H高空舱进行对比试验的工作，阐述了高空台推力测量系统的计量标定及发动机飞行推力的确定方法，给出了标定结果和带刚性喷口的P11φ-300发动机在两个台上获取的飞行推力的相对差值。     

三单元气氢/气氧塞式喷管发动机实验

以气氢/气氧为推进剂, 对三单元直排塞式喷管模型发动机(内喷管和燃烧室内衬采用耐烧蚀材料钨渗铜, 塞锥为碳钢)进行了热试实验研究.给出了实验结果, 进行了数据分析.在两个压比(燃烧室压强与环境反压之比)下, 获得了塞式喷管性能数据和塞锥表面5个测点处的压强分布.实验表明, 塞式喷管具有良好的高度补偿能力和较高的效率.在压比值为50附近, 效率达到92%-93.5%;在压比值为350附近, 效率达到95%-96%.数值模拟的预示结果与实验数据吻合较好.      

塞式喷管效率高度特性分析

通过理论分析,结合塞式喷管具有高度补偿特性的特点,根据气流流动的情况,将塞式喷管的推力分为两部分,建立了两个不同的塞锥表面压力分布的数学模型,来分析塞式喷管发动机效率的高度特性非单调性变化的规律以及塞锥表面压力分布对其的影响。结果表明,在高的环境压强下工作时,由塞式喷管的高度补偿能力所获得的推力是引起效率高度特性曲线非单调变化的原因;在低的环境压强下工作时,由于塞锥的截短,效率高度特性曲线在设计点之前达到最大值。      

气氢/气氧塞式喷管模型发动机实验

以气氢/气氧为推进剂,对圆转方内喷管单元直排塞式喷管进行了热试实验研究。介绍了实验系统及实验发动机主要零部件的结构和设计参数,给出了实验参数测量结果、实验照片和数据分析。无再生冷却塞式喷管发动机采用耐烧蚀材料钨渗铜加工内喷管和燃烧室内衬,碳钢材料加工塞锥,成功进行了多次短时间热试实验。在三个压比下获得了塞式喷管性能数据,实验表明,塞式喷管具有良好的高度补偿能力和较高的效率。在CNPR=110附近,效率达到93%~95%;在CNPR=450附近,效率达到96%~98%;在CNPR=1000附近,效率达到93%~96%。预计在设计点的效率不低于98%。     

一种低空满流的大面积比液体火箭发动机喷管

针对传统大面积比液体火箭发动机喷管在低空过膨胀状态下易产生流动分离的问题,采用特征线法,基于最大推力喷管,对其扩张段后半部分型面进行了控制压力设计,以保证新生成的大面积比喷管（低空满流喷管）壁面压力不小于分离临界压力。而后通过仿真手段对设计方法进行了校验,并对低空满流喷管的性能进行了评估。结果表明：基于最大推力喷管型面的控制压力设计方法能够实现预定的设计目标,生成的型面不仅保证了喷管在海平面条件下处于满流状态,还使得喷管对燃烧室压力脉动具备了一定的抵抗能力。当燃烧室压力为8.5MPa、燃气比热比为1.144时,相较于将要产生分离的面积比为40的最大推力喷管,低空满流喷管能够将面积比增加至60,从而提高真空比冲约5.24s。而相比于面积比为60的最大推力喷管,等面积比的低空满流喷管真空比冲损失约为1.57s。     

某型喷口加力调节器减压比特性改进设计

为解决某型喷口加力调节器在配装发动机使用过程中存在的涡轮落压比偏离设计值问题,对一维定常可压缩拉瓦尔喷管的气体流动状态进行了理论分析计算,从涡轮落压比的连续性工作要求分析了拉瓦尔喷管正常工作的使用条件,提出了空气减压器二级减压拉瓦尔喷管扩张段流道形状的改进设计方法,并通过了发动机试验验证,结果表明:空气减压器只有在超临界状态工作,并且激波位置在测压点位置后面时,才能保证减压比仅与针塞位置有关,与进气压力大小无关;进气压力较低时,激波位置离测压点较近,会造成减压比相对稳定状态存在偏差;增大喉道面积,可使得相同进气条件下,激波位置后移,远离测压点,有利于提高减压比的稳定性,增大后端角度会导致激波位置前移,不利于减压比的稳定。      

分开排气系统的1种设计方法及其性能研究

针对大涵道比涡扇发动机,开展了其排气系统气动型面参数化设计方法和气动性能的研究。通过控制外涵、内涵喷管流道的中心线形状和流通面积,设计了外涵、内涵分开排气喷管气动型面。采用数值模拟的方法模拟了喷管的流场结构,并分析了外涵落压比和自由流马赫数对喷管推力系数的影响。在自由流马赫数为0.050时,推力系数随外涵落压比的增大而增大,在自由流马赫数为0.785时,推力系数随外涵落压比的增大而减小;在外涵落压比相同时,自由流马赫数越大,核心机舱外罩b段与尾锥b段所受轴向力在喷管总推力中所占比例越大,对喷管推力系数的影响也增大。     

底部二次流对塞式喷管影响的实验研究

基于单元塞式喷管的实验数据,研究了底部二次流对塞式喷管性能和底部特性的影响,测得了不同环境反压下塞锥表面的压强分布.实验表明,底部在不同压比下具有不同的气动状态.二次流的注入使底部开闭过渡点的压比值升高,底部开始提供推力的压比值下降,有利于避免底部开闭过渡时推力出现较大幅度降低.二次流流量达到主流的2.0%后,再加大底部二次流流量不再影响底部压强,过多地注入反而会降低塞式喷管的总体效率,1.5%～2.0%主流流量的二次流注入是比较好的选择.在低压比范围,塞锥表面有压强峰出现,随着高度的增加,压强峰后移并强度减弱.     

应用于翼型绕流的线性/非线性湍流模式的研究

本文选取了四个线性湍流模式、四个非线性涡粘性湍流模式和一个显式代数应力模式对绕翼型的不可压缩分离流动进行了数值模拟.因计算鲁棒性的需要,其中部分模式在壁面附近耦合了一方程模式.通过与实验结果的比较,对翼型在大攻角情况下流动产生分离的气动特性进行了评估.计算结果表明,非线性模式能够较好地反映湍流的各向异性和曲率影响.