机翼水平失速诱发发动机失速的飞行试验

利用飞行试验的方式,选取相同高度和马赫数条件,对某尾吊布局飞机进行机翼水平失速试验,考核几种发动机功率状态对进气畸变的响应。试验结果表明:除飞行慢车状态外,其他几种功率状态均捕捉到了发动机失速掉转现象,且捕获的发动机失速为典型的可恢复失速;尾吊布局的发动机,进气畸变水平随攻角的增大而增大;发动机随着功率状态的增加趋向于更易失稳的状态。另外,飞机姿态变化速率分析表明,飞机姿态剧变是发动机失速掉转的诱因之一。     

基于振动抑制的发动机进气畸变耙研制

针对航空发动机进气流场压力畸变测试需求，基于耙臂的振动抑制，首次采用浮动内环连接结构，研制了一种发动机进气畸变测试耙。强度计算结果表明，所设计的进气畸变测试耙的动、静强度均有足够的储备裕度。测频试验和动应力测试试验结果表明，内环与耙臂连接结构对进气畸变测试耙整体振动抑制效果明显。进气畸变测试耙工程应用效果良好，可满足发动机进发匹配以及进气逼喘试验的需求。     

航空发动机进气总压畸变地面试验测试技术进展

航空发动机3 种常见进气畸变形式为总压畸变、旋流畸变和总温畸变。进气总压畸变涉及进气道/发动机兼容性评估、 发动机稳定性评估、飞行包线预测等多方面,是影响发动机稳定性和性能的重要因素。近些年国内外研究人员关于进气总压畸变开 展了大量进气道试验、发动机部件试验以及整机试验等地面模拟试验,其中利用畸变发生器模拟发动机进口畸变环境的地面试验 备受关注。结合国内外关于进气总压畸变地面模拟试验的研究现状,总结了试验中所涉及的畸变发生器类型和安装位置、AIP选取 位置和总压测试方案以及其他截面测试方案等,分析了在畸变发生器安装位置和AIP 位置选取中以及AIP 总压测试方案设计中需 要考虑的因素,并对发动机进气总压畸变地面试验测试方法的发展趋势进行了展望。     

压力畸变对涡扇发动机稳定性影响的试验

为了评定涡扇发动机在稳态工作时的抗压力畸变能力，采用可调畸变速度的发动机进口压力畸变模拟器，在发动机地面静止试车台上进行了不同进气畸变度下的整机抗畸变试验，试验中获得了发动机重要参数随不同畸变度的变化数据，并得到了发动机能稳定工作的最大进气畸变度范围。     

航空发动机进气总压畸变地面试验数据处理方法综述

在航空发动机进气总压畸变试验研究中,带有畸变发生器的地面模拟试验在发动机稳定性评定中具有重要作用。试验中通常采用多孔探针/探针梳/探针耙/PIV等测试方法对AIP及其他截面的流场参数进行测试。为了准确描述进气总压畸变的稳/动态特性,需要采用合适的数据处理方法对试验数据进行分析。基于国内外关于进气总压畸变地面模拟试验数据处理方法的研究现状,总结了试验中涉及的相关数据处理方法,分析了不同畸变指标、稳定性评定参数的特点,总结了滤波截止频率选取的方法及原则、相似原理在缩比模型试验中的应用以及总压畸变图谱的类型,对比分析了功率谱密度函数、相关性分析、幅值概率密度函数、小波分析、神经网络、POD分析及DMD分析等统计分析方法的应用特点。最后对航空发动机进气总压畸变地面试验数据处理方法的发展趋势进行了展望。     

某型涡喷发动机进气总压畸变的试验研究

由可移动插板式畸变发生器产生进气总压畸变流场,以综合畸变指数评定流场畸变程度,试验研究了进气总压畸变对某型涡喷发动机气动稳定性的影响。试验确定了发动机的最大 (或临界 )综合畸变指数和总压畸变敏感系数。      

某型涡扇发动机扰流板进气总压畸变研究

在吊舱进口安装扰流板进行某型涡扇发动机进气总压畸变试验,得到了该型发动机若干状态下进气总压畸变的定量数据,研究了发动机进口总压分布的影响因素,讨论了发动机工况、扰流板相对深度对吊舱进气段总压恢复系数、发动机进口各畸变值的影响.同时基于试验数据结合计算流体力学(CFD)计算发动机进口稳态总压分布及畸变值,结果表明,计算与试验吻合较好.工作为该型发动机的扰流板空中畸变及逼喘试验及研究奠定了基础.      

某型涡扇发动机扰流板进气总压畸变试验研究

在吊舱进口安装扰流板,试验研究某型涡扇发动机进口的总压畸变流场,得到了该型发动机若干状态下进气总压畸变的定量数据,研究了发动机工况、扰流板相对深度对吊舱进气段总压恢复系数、发动机进口各畸变指数的影响,确定了该型发动机进口综合压力畸变指数与进气段平均总压恢复系数的特性,为该型发动机的扰流板式空中逼喘试验和气动稳定性研究奠定了基础。     

弹用涡扇发动机气动稳定性计算与评定

介绍了弹用涡扇发动机气动稳定性计算的基本方法和评定流程。给出了进气畸变、附加功率提取、附加引气、加速过程对弹用涡扇发动机气动稳定性影响的计算分析模型。其中，进气畸变对发动机气动稳定性影响的计算采用平行压气机模型，基于李亚普诺夫理论的方法完成；附加引气、功率提取对发动机气动稳定性的影响采用通过对发动机转子间质量、动量、能量守恒方程进行修正的方法进行；加速过程对发动机气动稳定性的影响采用欧拉方法求解动态的质量、动量、能量守恒方程的方法完成；最后采用“层叠”的方法进行各种降稳因素的综合评估。通过比较可以看出，进气畸变是弹用涡扇发动机主要的降稳因素。     

航空发动机进气总压周向畸变数值模拟

开发了一种用于计算进气总压周向畸变对涡喷/涡扇发动机气动稳定性和主要性能参数影响的软件。该软件利用综合畸变指数来描述进气畸变,实现了以往只有通过畸变试验才能进行的对进气畸变的研究。     

基于进气总压畸变指数的发动机实时监控

提出了一种基于进气总压畸变指数智能预测的发动机实时监控方法。在对进气总压畸变试验数据进行混沌特性分析的基础上,采用饱和嵌入维数作为支持向量机输入节点个数的选择,建立支持向量机预测模型,并将该模型应用于对发动机进气总压畸变指数的预测。结果表明,该模型可以对进气总压畸变指数随时间的变化规律做出有效预报,从而为进一步对发动机实施有效的、实时的监控提供有力的保障。     

进气畸变条件下压气机转子叶片的 振动特性研究

航空发动机研制及适航要求中均明确提出发动机零部件的振动特性分析和测试要求,包括评估进气流场畸变对振动特性的影响。对某航空发动机压气机第1级转子叶片进行振动特性计算分析,开展自然进气和进气畸变条件下的叶片振动应力测试。计算分析和测试结果表明:计算分析结果与自然进气条件下测试的叶片共振转速及振动频率一致性好,其激振源主要是压气机结构因素;在进气畸变条件下激振源更丰富,与自然进气条件相比,叶片会被激起额外的振动,且在同一共振转速下振动幅值较大,进气畸变对转子叶片的振动特性产生重要影响。在发动机研制过程中,为提高叶片工作的可靠性,需要加强进气畸变条件下的叶片振动特性试验研究。     

畸变对航空发动机稳定性的影响

简要地总结和对比了畸变对航空发动机稳定性影响的研究方法。以某型涡扇发动机稳定性数值计算为例,具体分析了进口动态压力畸变对发动机稳定性的影响,其计算结果与实际情况和理论分析基本一致。论证了数值计算作为一种指导和验证手段在工程应用中的重要作用。     

风扇／压气机进口畸变问题数值研究进展

现代航空发动机的非常规机动性和超音速机动性使风扇／压气机经常工作在非均匀的进口条件下,研究进口流场畸变对其内部流场及性能的影响对改善发动机的经济性和可靠性以及提高抗畸变能力具有重要的理论意义和工程应用价值。自20世纪50年代以来,进口总压畸变问题的数值研究不断发展进步,很多模型被提出并验证。较全面地介绍了国内外进口畸变问题的数值研究方法的发展,并对各模型的特点和应用范围进行了分析和对比．得出在硬件允许的情况下,采用全流道非定常数值模拟可以更准确地刻画流动的周向特性和内部流场结构,有利于细致研究畸变流场的内部流动机理。     

风扇进气畸变三维非定常数值模拟技术研究

采用三维欧拉方程加体积力模型的方法, 发展了一套三维非定常进气畸变数值模拟程序, 以实现风扇/压气机在进气畸变条件下的全环面三维非定常数值模拟.利用该程序模拟计算了某航空发动机风扇进口稳态总压畸变条件下特性和流场结构, 并与试验结果进行了对比, 结果表明该程序用较小的计算机资源即可以实现对风扇全环面三维非定场畸变流场的模拟, 能够以较高的精度预估气流畸变对压气机/风扇特性的影响.      

综合压力畸变指数的计算软件设计及验证

设计了专用软件计算稳态压力畸变指数,同时利用该软件绘制了气动界面总压图谱,并利用某风洞试验数据验证了该软件的准确性;设计了数字滤波器对动态压力数据进行处理,研究了滤波器截止频率、数据取样时间对动态压力畸变指数的影响。应用所设计的稳态压力绘图和畸变计算软件及动态压力数据处理方法,对某型飞机飞行时发动机进口气动界面的综合压力畸变指数进行了计算。     

总压畸变对整机稳定性的影响研究分析

为分析进气畸变对发动机稳定性和性能影响,基于带源项的2维非定常欧拉方程发展了1种数值计算方法。利用所建立的模型针对某型发动机分析了总压畸变对整机稳定性和性能参数的影响,以及典型影响因素对临界总压畸变指数的影响。计算结果表明：该模型预测较准确,预测结果具有工程应用价值。     

某发动机风扇进气畸变数值模拟

采用周向平均体积力的方法将叶片对气流的作用简化为体积力源项研究进气畸变对某航空发动机风扇的影响.分别对该风扇在均匀进气条件下和进口存在稳态总压畸变条件下的流场进行了模拟计算,得到了和雷诺平均Navier-Stockes(RANS)计算几乎完全一致的特性线以及流场主要结构特征,在进行进气畸变条件下流场模拟计算时成功地捕捉到了进口畸变扰动在流场中的传播情况,并能够正确反映进气畸变对压气机的影响.结果表明:压气机进气畸变流场有着大尺度、强耦合、信息传播三维性明显等特征,采用周向平均体积力研究方法可以利用非常少的计算资源加深对进气畸变流动的认识.      

一种大偏距埋入式进气道气动特性试验

对一种大偏距埋入式进气道进行了高速风洞试验研究,得到了该进气道的气动特性,结果表明:①巡航状态时,出口马赫数的变化对进气道性能影响不大,进气道具有较高的巡航性能.②在试验研究的范围内,随飞行马赫数的增加,进气道性能有所下降;攻角的增加对进气道性能有所改善,侧滑角的变化对进气道性能影响不大.③进/发匹配点时,进气道通道内气流脉动功率谱密度分布呈现白噪声特征,在大攻角或偏航条件下进气道气流脉动功率谱密度有明显的峰值.