高度对航空发动机地面试验性能的影响

本文简要分析了海拔高度对航空发动机地面试验性能的影响和研究该影响的两种方法的优缺点。在此基础上提出了利用高空台压力调控的独特优势,通过不同进口压力对发动机定冲压比性能影响研究来确定其影响的研究方案。某型发动机的试验结果表明,在发动机冲压比1.6、风扇换算转速94.5%96.5%条件下,进口总压在7090 kPa之间得到的发动机换算性能基本一致。这表明环境压力在70 kPa以上（海拔高度3 km以下）时,对研究的发动机而言已经工作在雷诺数自模区,即环境压力的变化对试验换算性能的影响可以忽略。从而,可以利用海拔高度3 km以下的地面试验来确定研究发动机在标准大气海平面静止空气条件下的性能。      

航空发动机在高空台上的H0/Ma0试验分析

分析了发动机高空台H0/Ma0试验时,高空舱压力与标准大气压力不一致的产生原因,以及由于发动机排气引射作用与高空舱内冷却流动造成的环境压力低于标准大气海平面静止空气压力对发动机H0/Ma0试验结果的影响机理。在此基础上,提出了环境压力差异对发动机H0/Ma0试验结果影响的研究方案,并用两型发动机在不同试车台上进行了H0/Ma0试验与研究性试验。结果表明,70 kPa压力环境、0.99~1.02冲压比的高空台H0/Ma0试验的换算结果,与标准大气海平面静止条件下的试验结果基本一致。     

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。     

航空发动机的高空模拟试验和我国SB101高空台

现代军民用飞机的性能很大程度上取决于发动机的质量。而高性能发动机的研制又离不开试验设备。40年代和50年代，利用试验结果，就可以相当准确地推算全台发动机的飞行特性。这对亚音速和飞行高度不高的涡喷发动机来说，实践证明是有效的。随着飞机飞行高度、速度不断提高，发动机在整个飞行包线范围内的进气温度、压力和空气流量等参数有很大变化，其高空性能与地面性能大不相同。因此发动机在整个飞行范围内的性能，再不能只用一般的地面试车台试验，然后通过相似换算的方法来取得。特别是在11千米以上，从地面换算的性能误差很大，高度越…     

二元喷管对发动机性能影响的实验研究

用涡喷-6发动机，在地面台架上对二元收敛喷管和轴对称收敛喷管进行了发动机性能的对比试验，研究了二元喷管的气动特性和喷口面积的影响。结果表明，二元喷管对发动机推力和耗油率影响不大，在发动机最大状态，二元喷管推力约比轴对称喷管小1．0％，耗油率增加约0．7％。     

大气湿度对涡轴发动机地面试车性能的影响

针对涡轴发动机夏季工厂试车性能普遍不合格现象,通过研究大气湿度对发动机进气和燃气热力参数的作用,证明大气湿度变化对发动机性能和工作特性有一定影响。利用相似第一定理,分析并计算了非标准状态下,发动机地面试车时性能换算参数的湿度修正情况,结合计算机编程得出不同湿度条件下各换算参数的湿度修正系数。工厂试车验证表明,加入湿度修正方案后,对发动机健康状况的评定更加客观,更能反映发动机的真实性能状态。     

自适应循环发动机不同工作模式稳态特性研究

针对自适应循环发动机(ACE)的一种布局形式,利用所建立的部件级性能仿真模型,对其多种工作模式下典型工作点的匹配机理及工作特性进行仿真和分析。研究结果表明,节流比TR选择对地面起飞推重比和高空高速性能均产生较大影响;可变Flade风扇的出现使得发动机从不加力向加力模式转变时可采用固定的喷口喉道面积;通过多个可调几何的协同调节,ACE发动机循环模式的选择具有更多的灵活性,总涵道比的变化幅度更大(0.28～1.43,地面起飞工作点);相同的推力水平下,与单涵模式相比,三涵模式的单位耗油率在亚声巡航工作点(H=11km,Ma=0.8)大约降低9.1%,在超声巡航工作点(H=11km,Ma=1.5)大约降低2.3%。     

H_2O组分对氢燃料超音速燃烧室性能的影响

燃烧加热设备广泛应用于超燃冲压发动机地面试验,在试验工质中伴随产生相当数量的燃烧产物污染组分,对超燃冲压发动机地面试验性能产生显著影响,这已经成为国内外研究热点。本文针对燃烧加热器主要产生的H2O污染组分,采用纯净空气来流与H2O污染空气来流的对比试验方法,研究了H2O组分对氢燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响,获得了一些初步的试验结果和研究结论。     

L8教练机进气道的设计

本文介绍了L8飞机进气道几何参数的选择并对进气道的地面吸气试验和M=0.5～0.8的风洞试验结果作了初步分析。 L8进气道地面吸气试验结果和M=0.5～0.8风洞试验结果表明,L8飞机的进气道性能及其与CJ610—8B、CJ610—8A发动机相容情况,均属良好。     

某型发动机M=2时性能评定的探讨

阐述了某型发动机地面台架模拟M=2时性能的试车和评定方法，对其如何调整进行了分析。提出该型机应用在某型飞机上是否需要验收M=2时性能的看法。     

利用飞行试验信号对发动机模型辨识的研究

 利用飞行试验信号对发动机模型辨识进行了研究。在飞行过程中,发动机将受到各种随机扰动的作用,这种扰动将引起发动机特性的变化、在这种情况下,利用与发动机特性有关的信号进行发动机数学模型辨识对发动机自适应控制和状态监控有实际的意义。飞行试验是在H=3km、v=770km/h和H=13km、v=1540km/h时进行的,利用机载信号采集与记录设备录取了试验信号。介绍了信号的平滑和滤波方法,讨论了巴特沃思滤波器的设计和参数选择。为了得到无偏估计,采用递推广义最小二乘方法进行辨识,并得到了辨识结果。     

一种基于经验的燃气轮机参数折合方法

针对状态评估过程中如何对燃气轮机性能参数进行折合从而消除环境温度和环境压力的影响问题,提出一种基于经验的方法,利用对环境温度（或环境压力）回归直线的斜率、环境温度（或环境压力）均值和被折合参数均值确定折合指数,对某参数进行折合。实例分析表明:与常规折合法相比,经验折合法能更有效消除环境温度和环境压力的影响。性能参数的经验折合值与环境温度和环境压力的相关系数均接近0,更能反映燃气轮机本身的状态变化趋势,便于开展状态评估。      

涡扇发动机高空台惯性起动的试验

某型大流量涡扇发动机在高空台完成了飞行高度为5,8,10km的惯性起动.高空台试验结果表明:惯性起动过程中模拟的进气和排气压力存在着较明显的波动,偏离真实工况;利用不同的计算方法分析惯性起动数据,得到的飞行表速相差25~70km/h.以试验分析结果为基础,推荐了一种高空台惯性起动试验性能的评估方法,即成功起动以推杆时刻为起点3s内的平均值作为试验模拟飞行状态,起动失败以转速反转为起点到转速再次下降之间的平均值作为试验模拟飞行状态.      

双轴涡喷发动机地面台架进气畸变试验

 介绍进气总压畸变对双轴涡喷发动机性能和稳定性影响的试验及其结果。试验在地面台架进行。发动机为低压和高压各三级、中等增压比加力式双轴涡喷发动机。 稳态周向压力畸变由90°扇形纱网造成。测定了不同堵塞比的纱网或叠合纱网产生的畸变幅度随发动机空气流量的关系曲线。 在有畸变和无畸变条件下,对装有两种不同展弦比的第一级超音级压气机叶片的发动机,分别测定喘振边界线和工作线,给出低压和高压压气机喘振裕度变化规律,对比试验结果进行了初步分析。 改变发动机喷口面积比由100～142％,在三种畸变和无畸变条件下进行了充分的稳、动态试验,发动机未出现不稳定工作情况。给出无畸变时工作线随喷口面积比变化曲线。 试验采用公司自行设计调试成功的燃油阶跃装置,逼喘双轴涡喷发动机42次。分别获得高压和低压压气机喘点84个以及进喘过程的示波曲线,简要分析了喘振过程参数变化特征。     

甲烷预冷膨胀循环空气涡轮火箭发动机性能分析

为研究以甲烷燃料为冷却剂的膨胀循环空气涡轮火箭发动机可行性及性能,采用部件法建立了甲烷预冷膨胀循环空气涡轮火箭（Air-Turborocket, ATR）发动机性能评估模型,研究了压气机压比和冷却剂当量比等参数在不同飞行状态下对发动机性能的影响,分析了不同来流工况下发动机正常工作对各部件的性能需求。计算结果表明,通过大于1.0倍当量比甲烷预冷作用,甲烷预冷膨胀循环ATR发动机能在压气机压比低于2.0条件下实现Ma0~4.0速域连续工作,但由于甲烷焓值较低,限制了压气机压比的提升,因此甲烷较低的单位功是限制发动机性能改进的主要因素;甲烷预冷膨胀循环ATR发动机的涡轮功率只有在较高落压比和甲烷压力条件下才能平衡压气机功率需求;冷却循环系统与空气的热力循环匹配问题是各部件协同工作的关键,通过适当选取发动机各部件控制参数,能在Ma0~4.0速域内获得1250~2114s的比冲、70~110s的单位推力和50%的总效率。     

航空发动机地面试车验收空中工作点性能的机理研究

为了通过航空发动机地面试车验收空中工作点性能,本文利用防喘调节系统的工作原理和相关参数,采用发动机稳态性能计算的方法,确定了某双转子混合排气涡扇发动机压气机出口温度、涡轮前温度和排气温度在地面试车与空中工作点间的换算系数。在考虑发动机性能分散度的基础上,计算了推力性能的验收指标,其结果与实际发动机基本吻合,证实了验收机理和方法的正确性。本研究结果为航空发动机空中工作点的性能验收提供了借鉴和参考。     

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。