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。     

航空发动机室内台架推力测量修正方法研究

为解决缺少标准发动机而不能对试车台进行定期校准来确定试车台推力修正值的问题,通过数据统计分析方法,得到台架的发动机推力修正值;通过台架气动流场参数测试,计算出气动冲量、喷口负压和迎风阻力等对发动机推力的影响,并根据验证统计数据,分析了推力修正值的合理性。     

在高空台上测定发动机外流附中阻力的方法

介绍了在SB101高空台上测定发动机外流附加阻力的方法。采用试验的方法，通过测定发动机在SB101高空台上的发动机外流动量阻力修正系数和舱效应影响的附加阻力修正系数，并对发动机的推力进行修正，极大地提高了发动机在SB101高空台的推力测定精度，保证了发动机推力性能评定的可信度。     

自然风条件下露天试车台推力修正的数值模拟研究

为研究航空发动机在露天试车台的推力修正方案,开展航空发动机在不同自然风风速(0到5m/s)、风向(0到90°)下露天试车的数值仿真计算。分析不同自然风条件露天试车发动机进气道周围和进气道气动交界面流场分布特点,发现已往基于测量二次气流的室内试车台推力修正方法无法用于露天试车台;通过内流法推导出适用于露天试车台的航空发动机进气附加阻力计算公式,在此基础上结合仿真结果计算露天试车台发动机进气附加阻力和台架迎风阻力,并分析的风速对各项修正阻力的影响规律,给出台架迎风阻力与环境风速之间的拟合关系式,研究不同风向的侧风对台架阻力的影响规律。研究结果为实际露天基准试车试验开展提供理论研究帮助,并为测量推力修正给予指导。     

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。     

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。      

多循环脉冲爆震发动机净推力估算

为了研究试车台上脉冲爆震发动机(PDE)净推力的估算方法，在常温常压条件下，进行了大量的多循环爆震试验，在内径为150mm，长度为1800mm的爆震管中，成功地产生充分发展的爆震波。采用了动态和稳态推力计分别测量试车台上PDE的净推力及气动阀开和关时PDE的阻力，建立了试车台上PDE净推力的近似计算模型，同时研究了PDE净推力的主要影响因素。试验结果表明，PDE阻力与模拟飞行速度(或爆震室充填速度)有关；直接测量到的发动机推力与利用模型计算的净推力基本一致。研究结果对工程应用的PDE的优化设计，深入研究具有重要的参考价值。     

624所高空台荣获“95全国十大科技成就”奖

连续气源航空发动机高空模拟试车台（简称SB101高空台）,是在地面上模拟飞机空中飞行环境条件下进行航空发动机试验的大型试验设备,是新研制发动机不可缺少的关键科研手段,也是一个国家能否独立自主研制航空发动机的重要标志之一。 SB101高空台是国家重点建设工程项目,于1965年开始设计建设,由559台套大中型标准和非标准设备所组成。由于规模大、投资大、技术复杂,目前世界上仅美、俄、英、法才拥有这样的高空台。经过近30年的努力,主要依靠自己的力量完成了设计、制造、安装、调试、高空模拟试验技术研究和国际对比标定等工作,于1995年11月25日通过国家验收委员会验收,正     

高空模拟试车台简介(一)

高空模拟试车台(以下简称高空台),是能够模拟发动机于空中飞行时的高度、速度等条件的地面试验设备,是研制先进航空发动机和推进系统必不可少的最有效的试验手段。发展一台新的现代高性能航空发动机,除了要进行大量的零部件试验和地面台试车外,还必须利用高空台进行整个飞行包线范围内各种模拟飞行状态下的     

吸气式高超声速技术研究进展

总结了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)在吸气式高超声速技术在试验设备、超燃冲压发动机、数值模拟以及机体/推进一体化飞行器等方面的研究进展。介绍了三种类型的高焓设备:脉冲式燃烧加热风洞、连续式燃烧加热风洞和电弧风洞。通过多种尺度的超燃冲压发动机的直连式和自由射流式试验,获得了发动机的基本性能及其随油气比、喷孔位置等的变化规律。对比连续式和脉冲式风洞试验结果,得知工作时间大于100 ms的脉冲式燃烧设备是开展发动机基本性能研究的经济、高效试验手段。成功研制了三维大规模并行数值模拟软件平台AHL3D并广泛应用于发动机研究。在0.6 m风洞中,完成了1.5 m带动力飞行器试验,获得了发动机工作和不工作状态下的飞行器推阻及升力特性。     

“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。      

露天试车台选址对海拔高度的需求初探

本文简要分析了露天试车台的功用和建设对选址的要求，重点探讨了海拔高度对露天试车台基准试车性能的影响和确定该影响的研究方案。已有研究结果初步表明，当海拔高度在3km以下或环境压力在70kPa以上条件下．露天试车台试验的发动机换算性能与在标准大气海平面静止空气条件下的发动机试验性能是一致的．即在海拔高度3km以下选址建设露天试车台都是可行和合理的。     

飞机飞行中发动机推力的测定

提出了一种飞机飞行中发动机推力测定的总推力模型。该模型的基本思想是对涡轮后的混合室和加力燃烧室及尾喷管作一元流动分析, 用三个修正系数考虑实际流动的三元效应、传热及传质等因素的影响。这三个系数事先由发动机地面台架试验或高空台试验数据优化分析确定。      

某型发动机压缩系统高空稳定性计算研究

本文通过不同进口条件下的某型发动机低压压气机和高压压气机特性计算，研究分析了该压缩系统在高空条件下的气动稳定性。计算结果与压气机地面特性试验、整机高空台模拟试验结果符合性良好，可作为确定该发动机压缩系统高空稳定工作范围或适应性改进的理论依据。     

环境压力大偏差条件下拉瓦尔喷管发动机高空推力的确定

简析了拉瓦尔喷管发动机高空模拟试验的特殊性,提出了大模拟偏差条件下确定和修正拉瓦尔喷管发动机推力的方法。试验结果表明,在保证推力不确定度优于1.0%的条件下,拉瓦尔喷管发动机高空模拟试验的模拟偏差容限约为14%。当设备能力限制或其他特殊原因而采用环境压力大模拟偏差技术时,可以采用本研究的推力系数确定方法确定发动机的推力。      

飞机地面效应及其试飞方法

扼要地综述地面效应的机理，理论研究和风洞试验技术，并分析其存在的主要问题，然后，着重评述现有两种典型地面效应试飞方法的优缺点及其实施中的技术问题。第一种方法的特点是需在试飞中实测发动机推力，其余参数由机载仪器测量，第二种方法的特点是用外部测量设备测出升力和阻力增量，但不必实测发动机推力，最后，就该课题研究提出几点看法。     

CS-01高空台推力测量和校准装置研制

推力是涡喷涡扇发动机高空模拟试验的重要测量参数之一。CS－01高空台原推力测量采用杠杆、砝码、测力秤系统，现采用原位校准，液压加载、应变式推力传感器来测量和校准，从而消除了“高度差”的影响，降低了稳态推力测量系统的测量不确定度。     

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。