高空台对比试验校准与标定技术研究

介绍了P11ф 3 0 0发动机在中俄两国高空台的对比试验及高空台航空发动机飞行推力的确定方法。给出了高空台 8个主要参数的计量标定结果和对比试验结果 ,确定了带刚性喷口的P11ф 3 0 0发动机在两个台上测得的飞行推力的数据精度和相对偏差。     

基于综合参数的无加力混排涡扇发动机飞行推力确定方法

针对无加力燃烧室的混排涡扇发动机在飞行推力确定过程中理想推力及理想流量难以明确定义的问题,构建了综合参数模型,模型中换算空气流量及推力分别与发动机及喷管的综合压比具有较强相关性。根据无加力混排涡扇发动机的地面台及高空台试验数据,建立了基于综合参数模型的飞行推力确定方法,并选择不同高度、速度点计算结果与高空台实测推力及流量进行了对比验证。结果表明:发动机进口空气流量误差在3.0%以内,标准净推力误差在5.0%以内。此方法对无加力混排涡扇发动机具有较好的适用性,具有工程应用价值。     

高空台空气降温条件的技术改造

介绍了高空台空气降温系统技术改造的必要性和改造的原则，简要叙述了技改后的高空台空气降温系统工艺方案和工艺流程；并对技改前后的高空台空气降温系统的设备和性能进行了对比。     

高空舱中发动机进口紊流度的测定与分析

分析了我国大型连续式高空模拟试车台（简称高空台）上发动机进口紊流度的测量和数据处理方法，结果表明，在流量管气流马赫数M=0.3-0.7时，发动机（装调节筒时）进口紊流度小于1%。     

俄罗斯连接式高空台高空模拟试验技术探讨

本文简要介绍了俄罗斯中央航空发动机研究院(AM)的连接式高空台空气系统特点、工作原理及海平面标准大气静止条件下进口空气流量65kg/s级的航空涡轮喷气发动机高空模拟试验技术和试验方法。     

我国大型连续式高空台与国际标准的衔接问题

对照国际和国内有关标准或规范，从高空台的任务、类型、结构布局、模拟方法、试验流程、参数测量，数据处理及发动机高空性能评定等方面，分析了我国高空台与国际标准的衔接情况；并指出，与俄罗斯中央航空发动机研究院ц-4H高空舱对比试验的成功，证明我国高空台的互换性良好。     

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。     

一种轮盘式特种调节阀流量特性的修正算法

针对引进的俄罗斯轮盘式特种调节阀(简称特种阀)用于高空模拟试车台(简称高空台)出现的流量特性模型误差太大(最大误差达15%),导致特种阀数学模型精度太低,难以满足高空台伺服调控系统设计要求这一问题,提出一种特种阀流量特性的间接修正方法。借用若干次试验数据,并对其进行筛选、计算分析、对比等处理,获得去数据噪声后的特种阀流量特性的对角分布稀疏数据表。在此基础上,分5类情况按数据特征进行特种阀流量特性系数修正。建立基于修正的特种阀流量特性的数学模型,并将仿真结果与试验数据对比,特种阀流量稳态误差在5%以内。     

高空模拟试车台在计量标定中的量值传递和测量过程控制

简述了中俄两国高空台的计量标定及交叉校准中的量值溯源和传递关系 ,以及我国高空台 (SB10 1)在标定与试验测试过程中所采取的过程控制措施。表明高空台基本符合国际标准 ,满足国军标对发动机高空模拟试验稳态性能参数测试要求的规定。     

涡喷发动机高空模拟试验推力测量问题

推力测量是高空模拟试验领域重要的研究课题.本文通过某高空台的推力测量,介绍其试验设备、测量方法及试验结果,重点讨论了该高空台的推力修正及测量精度问题.     

一种大口径蝶阀流量特性的坐标定位回归算法

大口径蝶阀是高空模拟试车台的一个重要设备,其数学模型建立依赖于大口径蝶阀的流量特性。为获得大口径蝶阀的流量特性,提出了一种基于特征坐标,从大稀疏分散试验数据中提取连续特征信息的大口径蝶阀流量特性的坐标定位回归算法。即先对无规律的试验数据过滤预处理,再基于特征坐标对预处理数据在特征坐标轴上进行压缩、合并。在此基础上提出了迭代扩充回归流量特性系数的算法,从而获得所需的大口径蝶阀的流量特性。与高空模拟试车台的试验数据对比表明,利用建立的大口径蝶阀流量特性所计算的蝶阀流量与测量流量之间的稳态误差均在5%以内。     

对带外涵的某型核心机空气流量确定的数值分析与试验研究

本文针对某型核心机地面台和高空台试验中空气流量测量不一致的问题,对核心机进口流场进行了数值计算与分析.结果表明,距核心机内涵进口导流盆前缘1.20D~1.45D范围内的截面静压分布较为均匀.该核心机地面台和高空台试验中空气流量测量结果的差异,主要是由空气流量测量截面静压沿径向分布不均匀引起的.调整该测量截面后的数值分析与试验结果一致,而且消除了地面台和高空台试验中空气流量测量结果的差异现象.     

航空发动机试验燃油流量测量滞后故障仿真与排除

针对某型航空发动机起动燃油流量测量滞后、振荡及重复性较差的故障,建立了高空台燃油流量测试系统和发动机燃油控制系统数学模型,并进行了数值仿真分析,得出了供油管路内可压缩性气体是测量滞后的主要原因。通过故障再现试验,定量检验了管路内气体对燃油流量测量的影响,验证了仿真分析结果的正确性。依据仿真与验证试验结果,改进设计了燃油管路和操作程序,排除了故障。     

高空模拟试车台空气加温炉改造方案研究

以高空模拟试车台空气加温炉为研究对象,利用数值模拟方法对加温炉燃烧特性、出口空气温度等进行了计算和分析.结果表明:现有空气加温炉由于采用自然进气方式,热能利用率仅为0.2左右.在此基础上,结合高空模拟试车台改造要求,对该加温炉改造方案进行了重点研究.改用三台燃烧器方案后,可有效提高加温管出口空气温度的均匀性,温差基本控制在8K内；合理选择燃烧器安装位置及炉壁辐射参数,加温炉的热能利用率可达0.4以上.     

小高空台高空模拟试验调试

根据航空涡桨和涡轴发动机通用规范的要求，涡轴发动机在研制过程中必须进行高空模拟试验。为此，中国燃气涡轮研究院自行设计和建成了国内首座涡轴发动机高空模拟试车台（简称小高空台）。在小高空台设备性能调试结束之后，又成功地完成了涡轴发动机高空模拟调试。涡轴发动机高空模拟试验调试不仅是对涡轴发动机高空模拟试验方法的探索，而且也是水力测功器在低温负压下的验收调试。小高空台的建成将为我国自行研制涡轴发动机提供一个必需的高空模拟试验平台。     

临界流文丘里喷嘴在高空模拟试车台中的应用分析

为精确测量航空发动机高空试验低雷诺数进气条件下的空气流量,减小进气导管气流附面层影响,弱化空气流量测量与被试发动机的相关性,采用数值仿真方法分析了单个临界流文丘里喷嘴(CFVN)的工作特性,阐述了组合临界流文丘里喷嘴(ACFVN)空气流量计算方法。设计了适用于高空模拟试验设备(ASTF)的ACFVN结构,并对其气动工作特性进行了仿真分析,获得了ACFVN在ASTF上的设计和应用方法。研究成果对待建高空模拟试验设备完成ACFVN设计及后续在ASTF上的实施奠定了基础。     

缠绕式铂电阻温度计的研制

介绍了缠绕式铂电阻温度计的结构，绕制工艺及性能测定结果。实践证明，新研制的这套测温仪表，不仅可以高空台排气冷却器火燃烧段出口面平均温度的快速，准确测量要求，而且可以推广应用于地面台和高空台发动机进口的温度测量或其他大面积测温场合。     

涡喷发动机高空台与地面台试车可靠性数据综合

研究了涡喷发动机在高空台与地面台试车时的加速系数，其前提条件是发动机故障机理不变的条件假设成立，当此假设检验通过后，就可给出加速系数的点估计。据此，将高空台条件下试验的故障数据与地面台条件下试验故障数据互相折算，转换成综合故障数据，从而得出涡喷发动机在地面(或高空)台试验条件下的可靠性测度。最后用数值例说明了这种方法。     

民用航空发动机高空模拟试验排气扩压器特性分析

基于射流理论分析了民用航空发动机高空模拟试验时的排气流场,应用喷射器模型建立了针对民用航空发动机排气扩压器气动性能的计算方法,并完成了民用航空发动机试验的排气扩压器性能计算。分析了排气扩压器出口的增压比、马赫数、总温、体积流量,与排气扩压器内径和二股流流量之间的关系。基于计算分析结果,建议民用航空发动机高空模拟试车台排气采用直接喷水冷却方式,高空模拟试验时尽可能控制二股流流量。     

某型带外涵核心机进口流场的数值分析与试验

针对某型核心机地面台和高空台试验中空气流量测量不一致的问题,开展了核心机进口流场的数值计算分析和试验研究.结果表明:距核心机内涵进口导流盆前缘1.2D～1.45D范围内的截面静压分布较为均匀.该核心机地面台和高空台试验中空气流量的差异,主要是由空气流量测量截面静压沿径向分布不均匀引起的.调整测量截面后,解决了地面台和高空台试验中空气流量测量值的差异性.