小流量温度畸变发生器工作特性试验研究

为了研究涡轴发动机温度畸变发生器工作特性,以氢气为燃料、空气为氧化剂,依据V型槽稳焰和传焰原理,设计了小流量温度畸变发生器,建立了小流量温度畸变发生器试验平台,针对两种不同结构温度畸变发生器进行了大量试验,获得了温度畸变发生器的总压恢复系数、总压不均匀度、面平均温升和温度分布不均匀度等工作特性,绘制了温度畸变发生器出口温度畸变图谱。结果表明:温度畸变发生器主要性能参数和出口温度图谱能够满足涡轴发动机进口温度畸变的工作要求。     

温度畸变发生器的设计与实验

介绍了航空发动机温度畸变试验装置设计技术与研制方法,主要设备及设计技术指标,以及用A型涡轮喷气发动机B型涡轮风扇发动机调试和对比试验结果。调试试验结果表明:温度畸变发生器主要技术指标满足发动机进口温度畸变的需求,该装置具有高的工作可靠性、可控性和稳定性。      

温度畸变发生器的功用及其试验方法

温度畸变发生器是用来模拟飞机武器发射、反推力回流、越过火灾区时在发动机进口产生的温度畸变并研究温度畸变对发动机稳定性的影响。其主要功用 :(1)确定发动机进口温度畸变的临界参数 ;(2 )评定发动机上防喘系统的效能及可靠性。温度畸变试验要获得的参数有 :发动机进口相对临界温升与“高温区”范围、温升率关系曲线 ;相对临界温升与温度畸变发生器工作时间的关系曲线。根据上述结果确定不同换算转速的温度畸变敏感系数 ,确定有、无防喘系统时发动机临界进口温升的增量。此外 ,介绍了温度畸变发生器的主要组成、性能及其试验方法。     

温度畸变对发动机和压气机工作的影响

分析了温度畸变和温度、压力组合畸变对发动机和压气机工作的影响，介绍了与空间温度畸变有关的因素，给出典型的试验曲线，提供了评估进口温度畸变对发动机性能和稳定性影响的分析方法。     

进口温度畸变对涡扇发动机稳定性影响的试验研究

报告较详细地介绍了在温度畸变条件下某型小涵道比涡扇发动机稳定性的评定试验.试验在中国燃气涡轮研究院地面试车台上进行.热扰动是由安装在发动机进口前的氢燃烧温度畸变发生器产生的.在燃烧区为60°、120°、180°、240°、300°、360°时,发动机低压转子换算转速为60%、80%、95%及两个充填容积的条件下进行了各项试验.试验确定了发动机进口面平均相对临界温升与发动机工况、周向“热区”范围、温升率的关系;比较了发动机稳态与过渡态时面平均相对临界温升的关系;得到了发动机的周向温度畸变敏感系数,最终确定了对发动机稳定工作影响最大的一组温度畸变参数.此外还评定了防喘系统的效能.试验中发现该发动机的失速首先发生在高压压气机.     

进气道温度畸变问题的研究

重点研究稳态温度畸变对发动机稳定工作的影响。温度畸变分为周向温度畸变和径向温度畸变两种情况。温度畸变将使发动机喘振裕度降低。情况严重时可使发动机工作不稳定,或发动机熄火,从而危及飞行安全。本文半给出进气道温度畸变和稳定性因子的确定方法,作为进气道／发动机匹配研究的基础。     

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。     

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。      

温度畸变发生器研制

介绍了航空发动机温度畸变试验装置的工作原理、设计技术要求、主要设备以及用涡喷和涡扇发动机调试和对比试验的结果。调试结果证明：该装置具有高的工作可靠性、可控性和稳定性,高温区平均温升值可达10－400K,绝对温升率可达300－5500K/s,可用于空气流量为30－150kg/s各类燃气涡轮发动机的温度畸变试验。     

小流量离心压气机温度畸变器设计和试验

利用电加热管设计了小流量压气机温度畸变发生器,针对某小流量压气机的温度畸变要求,对温度畸变发生器进行畸变指数标定试验,得到满足温度畸变指数要求的畸变发生器运行参数、总压恢复系数和总压畸变指数;将温度畸变发生器安装至压气机试验件,进行压气机性能试验,得到压气机在温度畸变条件下的气动性能.结果表明:满足温度畸变指数要求的电...     

可移动插板式压力畸变发生器的设计与试验

可移动插板式压力畸变发生器是现代航空发动机稳定性评定试验中的一项关键设备。本文概括介绍了中国燃气涡轮研究院可移动插板式压力畸变发生器的设计与试验。试验结果表明，设计是成功的，研制出的可移动插板式压力畸变发生器能够满足发动机稳定性试验研究的需要。     

进气温度畸变对某发动机稳定性影响的研究

本文采用有效的畸变传递模型，就进气温度畸变对某发动机稳定性和性能的影响进行了较深入的数值研究．详细地分析了温度畸变对发动机稳定性和性能的影响，探讨了温度畸变在发动机系统中的传递和分布情况。结果表明：对于发动机进口空间温度畸变，发动机稳定裕度损失更多地取决于畸变强度而非周向范围：向对于与时间相关的温度畸变，发动机进口温升率比周向范围的影响更为显著。     

航空发动机进气旋流畸变研究综述

为完善和发展航空发动机进气旋流畸变研究体系,回顾了进气旋流畸变的产生与来源,概述了国内外模拟旋流畸变的方法。归纳总结了不同类型、不同结构的旋流畸变对压气机以及航空发动机性能和稳定性的影响。综合分析了当前旋流畸变研究存在的问题和困难,对旋流畸变的发展趋势进行了讨论,提出以下建议:发展可变式旋流畸变发生器;探究旋流畸变对发动机整机性能的影响机理,为有效扩稳打下基础;要利用多种途径开展旋流进气条件下的压气机/发动机扩稳研究;建立统一的旋流畸变评价指标,并纳入到综合畸变指数系统中;探索小畸变进气道的设计方法。     

发动机进气温度畸变高响应温度测试技术研究

本详细介绍了高频响温度传感器的设计、校准、误差分析及修正技术，并结合发动机进气温度畸变试验研究了高频响温度测试技术和数据处理方法，对航空发动机稳定性评定试验研究具有重要的指导意义。     

发动机在进气温度畸变条件下的特性研究

为定量获得某发动机在温度畸变条件下的特性,采用有效的畸变传递模型,就进气温度畸变对某发动机稳定性和性能的影响进行了较深入的数值研究。详细地计算了温度畸变对发动机稳定性和性能的影响结果,讨论了温度畸变作用下该发动机的多种重要特性。结果表明,所研究的三组温升率均超过了临界温升率,临界高温区范围为180°;温度敏感系数均在统计范围之内,表明该发动机具有较好的抗温度畸变能力。而在上限温度畸变作用下,发动机必须使用防喘系统。     

航空发动机防喘系统扩稳构件优化研究

为获得防喘系统的最佳效能，采用温度畸变发生器作为逼喘装置，分别给出了不同发动机扩稳构件的试验结果。优化试验以发动机进口临界温升为目标。讨论了某涡扇、涡喷发动机扩稳构件在不同形式组合方案下的扩稳效果。结果表明．防喘系统扩稳效果最为显著的是采用减少或切断燃油的手段，但其缺点是会导致推力下降较大，因此扩稳方案需综合考虑，应从有效性、发动机重量、机动飞行和可靠性能力等方面进行权衡。     

进口温度畸变对发动机稳定性影响的数值研究

发动机进口温度畸变是影响发动机稳定性的关键因素之一。进口温度畸变对某新型涡轮风扇发动机稳定性和性能的影响进行了数值研究，得到了该发动机的温升率阈值和温升阈值。分析了畸变在发动机流道中的发展情况，同时给出了温度畸变对发动机主要性能参数推力和耗油率的影响。     

一种用于提高发动机气动稳定性的控制策略

通常,风扇/压气机可用稳定裕度明显高于具体使用条件下的最大值,理论上为发动机性能提高提供了可能。基于上述思想,本文开展了主动稳定性控制(ASC)方法研究,在小畸变下,通过降低稳定裕度要求来提高性能;在超出畸变容限时,必须无条件保证发动机的工作稳定性。建立了进气畸变气动稳定性模型,并嵌入常规控制规律,推导出主动稳定性控制规律,给出相应控制策略。以某涡扇发动机为对象,开展了主动稳定性控制仿真研究。结果表明,在中等畸变强度以下,主动稳定性控制能有效满足降低稳定裕度的要求。     

尾喷流吸入对发动机进气畸变的影响

为了研究折返的尾喷流吸入对发动机进口流场畸变的影响特点,开展了发动机不同状态下的尾喷流吸入地面试验,基于测取的发动机进口温度、压力流场数据,分析了发动机进口流场温度、压力畸变特征和影响进气温度畸变强度的因素。结果表明:折返的发动机高温尾喷流吸入会在发动机进口形成明显的温度畸变,此时的发动机进口流场具有温度、压力组合畸变特征;高温尾喷流的吸入会影响发动机进口总压分布,使低压区压力有所升高,总压不均匀性降低;发动机工作状态越高、加力状态保持时间越长,发动机进口形成的温度畸变强度峰值越大;发动机进口温度场的改变滞后于油门杆的动作,是一个动态变化的流场,但尾喷流吸入造成的温升率较小。      

畸变条件下航空发动机喘振/失速适航符合性方法

为研究畸变条件下航空发动机对喘振/失速特性适航条款的符合性验证方法,将用于发动机稳定性评定的畸变试验方法应用于适航领域。以某型大涵道比涡扇发动机为研究对象,采用数值模拟方法研究了其在0°～30°迎角条件下的部件特性,并依据所得畸变图谱设计了不同结构的畸变发生器。结果表明:所设计的畸变发生器可以在一定程度上较好地模拟出不同迎角工况的畸变图谱、风扇的气动特性及流场特征,喘振裕度最大偏差4.32%。总结出发动机喘振裕度与不同迎角和畸变发生器之间的变化关系,用以确定适航条款要求的稳定工作范围。依据中国民用航空规章,发展了一种进气畸变条件下航空发动机喘振/失速特性符合性验证方法,并明确了其在型号合格审定过程的任务阶段。