高机动飞行下进气道/发动机相容性试验

为了评估飞行攻角和侧滑角快速变化对进气道出口畸变、发动机稳定性的影响,进行了某型飞机高机动下进气道/发动机相容性飞行试验,获得了快速飞行姿态改变时进气道与发动机相关参数的试验数据.通过对飞行数据的整理、计算和分析,研究了高机动状态下进气道出口的畸变特性、发动机稳定性以及进气道出口畸变和发动机稳定性的相关性.研究结果表明:高机动飞行状态下进气道出口流场品质变差,发动机稳定性变差.      

某型发动机对畸变进气响应的流动耦合分析

建立了畸变进气下某型双轴发动机高压压气机，扩压器间流动耦合模型，完善了畸变进气对发动机稳定性影响模拟方法。数值模拟结果表明，考虑耦合影响给出的高压压气机出口静压畸变与其总压畸变不仅相位相反，而且随进口总压畸变强度变化而变化。据此所给出的高、低压压气机畸变响应和发动机推力响应特性也与进气道，发动机相容性理论相符合。     

跨声速小流量进气道与发动机的相容性

针对飞行试验中遇到的发动机在跨声速小流量状态下出现失速和喘振现象,开展了进气道和发动机相容性的分析研究.结果表明:飞行试验统计的发动机随飞行速度的失稳边界与风洞试验给出的进气道失稳边界相符,进一步证实了进气道与发动机相容性出现了问题.从进气道和发动机两个方面提出了改进措施,进气道方面通过改进斜板调节规律来扩大超声速小流量失稳边界;发动机方面通过提高最小燃油流量和放大喷口面积增加发动机空气流量和稳定裕度,该措施经验证,可以有效缓解小流量状态进气道和发动机相容性问题.进气道和发动机流量匹配设计,应增加小流量状态进气道和发动机匹配的设计准则.      

基于台架试验的涡轴发动机喘振发生位置规律

为了探究某型涡轴发动机喘振发生位置规律,采集并分析了台架喘振试验时进气道、轴流压气机叶尖、轴流压气机出口和离心压气机出口的压力信号。采用连续小波时频变换对压力信号进行特征提取,以小波系数作为喘振信号特征,阈值为小波系数最大值的10%,结果表明:某型涡轴发动机的轴流压气机总是比离心压气机先发生喘振,喘振在轴向上由进气道向离心压气机传递的同时,在周向上也沿着压气机转子叶片旋转方向传递。对某型号发动机进行实时喘振监测时,监测轴流压气机能比监测离心压气机更早发现喘振,在后续某型涡轴发动机改型设计时,可增加轴流压气机的喘振裕度来提升整机防喘能力。      

双转子发动机含喘振的动态模型

为了满足现代飞机高性能的要求,应尽可能提高发动机的最大推力,从而使压气机喘振裕度下降。当发动机遇到恶劣的工作条件时,如飞机机动飞行引起进气道畸变,加力燃烧室点火,发动机吸进发射火炮或导弹产生的废气等,可能引起发动机气动力不稳定,即喘振或失速。喘振时,压气机出口总压和流量出现大幅度振荡,涡轮前总温急剧上升,发     

基于飞行试验数据的进气道畸变预测与试验验证

采用响应曲面的试验设计方法,构建了基于试飞数据的进气道压力畸变预测模型,进行不同飞行工况进气道畸变模型预测与飞行试验验证研究。研究结果表明:模型预测与飞行试验结果相比,综合压力畸变指数平均相对误差为421%,稳态周向畸变指数平均相对误差为799%,结果吻合良好,能够满足对该型进气道畸变预测要求;大迎角、侧滑及其组合飞行时,进气道内部附面层气流分离是造成进气道出口畸变的主要因素;进气道出口低压区的位置与飞行姿态角相对应,并在周向上向压气机的旋转方向有小范围偏转,偏转角度与发动机状态相关;采用“模型预测+飞行试验”的模式能够完整、安全高效地考核评估飞机进气道的畸变特性,具有很好的工程适用性。     

多级轴流压气机出口增压容积对失稳边界的影响

介绍了一台三级轴流压气机在不同的出口增压容积下进行的失稳边界试验，试验结果表明，由于出口增压容积增大，使原来存在旋转失速边界的喘振特性，变为突发性喘振边界，该试验证实Greitzer的B系数作为压气机失稳边界的失速判据是适用的。该特性说明，涡喷发动机的低压压气机在喘振之前，存在旋转失速边界，有可能进行预先报警。     

发动机动态压力畸变试验方法

本文介绍了一种发动机动态压力畸变试验方法。试验在地面试车台上进行。在发动机前面安装插板式动态压力畸变发生器。当发动机吸气时,气流在发动机进口产生动态压力畸变,畸变严重时,发动机会失速喘振。在发动机进口改装高响应米字测压耙,耙上有４０个动态压力传感器和４０个稳态压力测量皮托管,以测量动态压力畸变数据。在高压压气机和低压压气机出口改装动态压力传感器,探测压气机失速喘振信号,以便发现失速喘振后,迅速退出     

扰流板进气总压畸变试验

在吊舱进气道进口安装扰流板进行试验,研究扰流板进气畸变的影响因素及总压畸变特征。试验得到了进气道出口若干马赫数下进气总压畸变的定量数据,研究了进气道出口压力分布和畸变指数随飞行马赫数、扰流板堵塞比、进气道出口马赫数的变化关系。试验结果表明：进气道出口对应点总压恢复系数随扰流板堵塞比和进气道出口马赫数的减小而增大,几乎不随飞行马赫数发生变化;受扰流板、飞行侧滑角以及发动机低压转子转向影响,进气道出口局部区域存在高压区,高压区域的大小和位置随飞行马赫数、扰流板堵塞比、进气道出口马赫数的变化而变化;各总压畸变指数随扰流板堵塞比和进气道出口马赫数增大而增大,飞行马赫数对畸变指数影响很小。同时,数值计算了不同飞行马赫数下进气道出口总压畸变特征及周向稳态畸变指数,与试验结果结论一致,验证了试验结果的可靠性,也证明了数值计算在总压畸变研究中的有效性。研究工作为进一步的空中逼喘试验奠定了基础。     

某型航空发动机进气压力畸变试验研究

针对飞机在大攻角飞行时易引起进气道和发动机进口流场畸变的情况,对某型发动机的综合抗进气压力畸变能力进行了整机试验研究。试验采用插板式畸变模拟器研究发动机综合抗总压畸变能力,获得了各规定风扇换算转速下发动机临界畸变指数,完成了畸变条件下遭遇加速试验,发动机过渡态工作正常。结果表明:该试验方案可行、数据可靠、结果有效,该型发动机满足飞机/发动机相容性试验要求。     

进气畸变对压缩系统稳定性影响的数值模拟

采用基于平行压气机理论的准一维时间相关模型方程以及激盘－滞后－容积的压气机级模型，研究了进气畸变对航空燃气涡轮发动机压缩系统稳定工作边界的影响,在一定物理转速和流量条件下的压气机稳态工作点参数则采用级堆叠方法进行计算。对总压畸变、总温畸变等进气条件下压气机稳定工作边界的变化进行了计算分析，结果表明进气总压畸变和进气总温畸变对发动机稳定性有很大的影响，畸变进气使得压气机稳定工作边界在压所机的特性图中向右下方移动，降低了发动机的喘振裕度。     

畸变流场的模拟装置及其选型

本文初步总结了国内外进气道－发动机匹配试验研究所用的几种进气道出口畸变流场模型装置的性能和使用经验，并根据我国当前的研究状况，提出了优先选用轴对称随机频率发生器作为在高空模拟试验台上进行进气道－发动机匹配试验研究的进气道出口总压畸变流场模拟装置和建议。     

加力涡扇发动机喘振与消喘模拟

基于气动耦合原理,发展了涡扇发动机风扇出口分流环计算模型,并进一步基于多级轴流压气机系统的逐级单元控制体模型,建立了混合加力涡扇发动机喘振及其喘振消除的数值模拟方法,并将其应用于某型全台加力涡扇发动机过失速特性模拟。在加力状态下采用收小尾喷管喉道面积诱导了风扇压气机过失速—喘振过程,并给出了预先对加力燃烧室实施切油消除风扇压气机喘振数值模拟结果。      

进气畸变下涡喷发动机转子间的气动耦合及稳定性分析

应用本文作者建立的改进多子区平行压气机模型, 对进气畸变下双转子涡喷发动机的实际工况进行了仿真, 得到了发动机各截面的总温、总压以及工作过程参数与性能参数等随低压转子相对折合转速nCOY, L的变化规律。特别是能从表征高、低压压气机气动稳定性的参数随nCOY, L的变化规律中看出双转子发动机的稳定工作范围。分析表明仿真结果与进气畸变下整机台架试验的参数变化规律相符。该仿真模型可作为发动机辅助设计与试验以及进气道/发动机相容性评定的有利工具。      

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。     

一种双S弯非常规进气道地面工作状态的试验

对一种双S弯非常规进气道进行了地面工作状态下的试验研究,得到了该类进气道的地面工作特性,结果表明:(1)双S弯非常规进气道在地面工作状态下,随着出口马赫数的增加,总压恢复系数呈下降趋势;稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升;稳态径向畸变指数变化不大.(2)与飞行状态下的高速风洞流场控制试验研究结果相比,在相同的出口马赫数下,地面抽吸试验中进气道出口截面的总压恢复系数较低,稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数较大,本研究的双S弯非常规进气道在出口马赫数Mae=0.45时,总压恢复系数为0.90,稳态周向畸变指数达到了9.24%,紊流度为4.6%,综合畸变指数为13.85%,畸变比较大,超出了一般发动机的承受范围.(3)在地面抽吸状态下,进气道出口马赫数Mae≤0.37时,综合畸变指数W≤10%,说明发动机可在适当的降转速下稳定工作,随着飞机在地面滑行速度的增加,满足发动机稳定工作要求的进气道最大出口马赫数不断增加.     

S形进气道流动控制数值模拟研究

现代高性能作战飞机大多采用S形进气道,由于S形进气道内部曲率较大,边界层容易分离,因而降低了发动机的性能,尤其是其出口处的旋流畸变较大,导致发动机更容易发生喘振。针对某S形进气道中流动分离较大的问题,采用给其内表面加装涡流发生器的方法,以减小进气道出口旋流畸变。通过数值模拟和性能计算可以发现,加装涡流发生器后进气道流动分离和旋流畸变大幅度减弱。     

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。     

下游畸变对压气机性能影响的预测

高技术航空发动机因结构紧凑、气动耦合密切而面临着下游畸变问题,影响压气机的性能,因而有必要研究下游畸变对压气机特性和喘振裕度的影响。本文提供了一种预测轴流压气机出口流场畸变对其特性和喘振裕度影响的方法,并具体分析了下游周向总压畸变对某单级轴流压气机特性和喘振裕度的影响。      

航空发动机进气道出口截面喘振波的分布

用扰流插板使涡扇发动机进气道内产生不对称分布的总压畸变并使发动机出现喘振。在进气道出口即发动机进口截面测取两种不同转速下发动机的喘振压力波。应用小波分析奇异点理论,采用模极大值原理和高阶Daubechies小波多尺度分析,对喘振压力信号进行处理,得到发动机喘振波在其进口截面的波形分布特征。揭示了在两种转速下,喘振波在截面上的分布相似,其频率和幅值与转速成正比。截面中心部分表现为正脉冲,周围部分为负脉冲。在垂直方向上的幅值较大,而两翼较小。对该分布特征进行了分析,初步的推论为:高压压气机引起喘振,稳态压力畸变最严重的区域和未受到畸变扰动的区域,喘振波最为强烈。