增压连续式跨声速风洞的防喘振措施——直接放空的研究

安全、可靠的防喘振措施是保证增压连续式跨声速风洞安全运行的重要条件之一。直接放空作为防喘振措施的可行性得以讨论。在建立一个考虑压缩机和风洞回路相互影响数学模型的基础上，通过数值仿真，分析了直接放空对风洞和压缩机的影响。结果表明：对于增压连续式跨声速风洞，直接放空只是带来风洞工作点一个短暂的过渡过程，不能有效地使工作点脱离喘振区。     

NF-6增压连续式高速风洞压缩机喘振边界的确定

NF-6风洞是我国第一座增压连续式跨声速风洞,轴流压缩机是影响风洞安全运行和流场性能的重要因素之一。对国内首座增压连续式跨声速风洞压缩机喘振边界的确定进行试验研究。简要论述了喘振发生的机理及其危害以及确定喘振边界的重要性,讨论了压缩机逼喘过程及其原理以及风洞增压对喘振点（喘振边界）的影响;给出了控制风洞运行的压缩机喘振边界线、喘振预警线、安全保护线、防喘调节线及防喘振措施,为该座增压连续式风洞稳定运行奠定了基础,提供了安全保障。     

风洞风机防喘振模型及其控制策略

以连续式高速风洞中的多级轴流风机为研究对象，分析了其喘振流量条件和风洞多变试验状态下的流量特性，建立了基于风机入口流量和进出口压比的防喘振模型.给出了风机流动相似条件和流量计算方法，测试出了风洞风机通用特性曲线和工作线，基于风机转速区间和工作特性设置了防喘振簇线.基于PLC（programmable logic controller）过程控制和WinCC监控平台，制定了多级冗余防喘振控制策略，并进行了风洞试验验证.结果表明:防喘振模型能准确反映风洞多变试验条件下风机的运行工况和安全裕度；流量与压比重复性测量的标准差分别为0.002和0.001，防喘振控制的重复性精度为0.003；实现了喘振工况的实时判别和自动控制，有效避免了喘振的发生.      

0.6m连续式跨声速风洞AV90-3轴流压缩机喘振边界测试研究

为了测试出AV90-3轴流压缩机在0.6m连续式跨声速风洞中的安全运行范围,采用减小进气体积流量测定喘振点的测试方法和测压力波动的喘振判别方法,准确测试出了AV90-3轴流压缩机的喘振边界线。得出了静叶角增大后,喘振边界线向右上方拉伸和增压、负压下的喘振边界线与常压时基本重合的试验结论。通过将进气体积流量和压比作为防喘振的控制参数,设置报警线和防喘振曲线,采取旁通回流的方法,有效预防了喘振发生。可为后续大型连续式风洞压缩机的喘振边界测定和防喘振控制提供依据和参考。     

离心压缩机的防喘振调节系统

喘振问题是离心压缩机固有的,在应用中必须考虑避免发生喘振,通过研究离心压缩机工作特性,建立数学模型,设计防喘振调节系统,使离心压缩机能可靠安全地工作。     

连续式跨声速风洞与压缩机的气动性能匹配

结合连续式跨声速风洞运行特点和轴流压缩机特性,详细分析了风洞在不同运行工况下与压缩机的气动性能匹配特性。结果表明:在亚声速工况下,洞体阻力变化引起压缩机工作点连续变化且远离喘振区,压缩机运行安全性较高;在超声速工况下,洞体阻力小幅度的变化不影响压缩机工作点,压缩机运行较为安全,但洞体阻力大幅增大,可导致试验段超声速流动突变至亚声速,从而引起压缩机喘振和激波对试验段模型的冲击;压缩机设计时需要预留充足的压比裕量及较为合理的流量喘振裕度。     

涡喷8发动机喷振故障研究

阐述了多级轴流式压气机的喘振机理及通常采用的防喘方法，探讨了涡喷８发动机喘振的根据原因，并对目前生产试车中采取的排喘措施进行了分析。     

特斯拉阀对压气机深度喘振影响研究

深度喘振是压气机运行过程中最为恶劣的、极具破坏性的流动失稳现象，与压气机部件性能以及系统特性紧密相关。本文通过在压气机上下游采用特斯拉阀以改变系统特性，对比分析了不同特斯拉阀方案对深度喘振的影响规律和机理。研究结果表明，特斯拉阀位置不同对压气机深度喘振特性的影响不一样：压气机下游采用特斯拉阀延长了深度喘振中充放气时间，降低了深度喘振频率同时增大了喘振圈大小；而上游采用特斯拉阀可贮存高温压缩流体，提升进口总温从而使压气机折合转速降低，进而降低压气机最大压升，减小了叶轮所受最大非定常轴向气动力和喘振圈的大小，有效控制了喘振强度。     

大尺寸自由活塞激波风洞重活塞软着陆关键技术

高焓激波风洞的驱动技术决定了风洞总焓和总压试验能力。重活塞压缩加热技术具有驱动性能强和运行灵活性高等特点，是高焓激波风洞关键驱动技术。针对重活塞发射效能、重活塞与壁面摩擦、膜片破膜等情况带来的大尺寸重活塞难以安全软着陆问题，通过理论分析、动网格数值模拟和试验验证相互结合的手段，分析了重活塞实际运动过程的影响因素，建立了重活塞调谐运行方法，获得了稳定的驱动压力，可为不同的模拟需求提供对应的试验状态。研究了质量为205 kg、275 kg的重活塞在压缩管中运行最高速度分别超过350 m/s、450 m/s的软着陆过程，获得了压缩管末端总压15 MPa、总温3 450 K和总压45 MPa、总温4 845 K的定压试验状态。本研究解决了大尺寸自由活塞激波风洞重活塞软着陆难题，保障了世界最大尺寸自由活塞驱动的FD-21高焓激波风洞中、质量为数百千克的重活塞、在长度为75 m的压缩管中的运行安全。     

CFM56-5B发动机喘振与防喘装置故障研究

发动机喘振严重影响发动机持续工作能力,会降低飞机安全性和可靠性。民航飞机发动机中设计了防喘装置,通过研究空客A320系列飞机选装的CFM56-5B发动机喘振与防喘装置工作原理,结合飞机维修历史数据,利用故障树分析方法进行定性、定量分析,得到故障部件关键重要度排序,有利于快速排除故障,保证航班尽快恢复运行。     

某型航空发动机防／消喘控制计划分析

简介了航空发动机轴流式压气机的喘振形成机理和防/消喘措施,分析并阐述了某型航空发动机的防/消喘控制计划。     

航空发动机的防喘控制

失速和喘振现象严重影响航空发动机的正常使用和飞行安全,引起人们的普遍关注。防喘控制已成为发动机(或推进系统)控制必不可少的组成部分。本文从工程设计的角度着重介绍失速和喘振征兆的预测方法;用实例说明不同形式发动机防喘控制的组织;并一般地提到了防喘控制的发展。     

某复杂环境风洞的安全联锁系统设计

风洞试验过程中某一个部分出现故障,极可能造成风洞设备的损坏,甚至人身伤害,带来不可弥补的损失。针对复杂环境风洞变化参数多、耦合关系复杂等特点,兼顾系统的可行性与可靠性的要求,构建了基于以太网的安全联锁系统。该系统对风洞各子系统的运行状态进行实时监控和实时处理,并对设备安全情况进行判断评估,是保障风洞运行安全的重要系统之一。文中介绍了某复杂环境风洞的安全联锁系统设计原则,对具体设计方案进行了详细描述。     

航空发动机喘振故障外场诊断与分析

为了完善航空发动喘振故障研究和加速发动机技术快速成熟，通过分析喘振原因及其影响因素，建立故障树,将喘振影 响因素分为调节机构、进气扰动、主机性能及主机结构4个模块。以故障树及4个模块为依据，并综合考虑零部件发生故障概率和 维护工作难易程度，提出一种喘振故障外场诊断方法，制定排故流程以及与4个模块相对应的排故子流程，将排故流程模块化。 诊断方法已应用于外场用户的使用维护中，通过该方法，可将喘振故障快速定位于4个模块中的1个，进而根据该模块及其排故子 流程进行故障排查及处理。结果表明：该方法有效可行，能够大幅提高喘振故障的排查效率，并大量节约了航空发动机在外场中 的使用维护成本。     

一种引射增强型二次喉道新方案的数值模拟

为提高大型超声速风洞的运行经济性，设计了一种通过引射低总压冷介质提高扩压性能的新型二次喉道扩压器，其结构特征是在扩压器收敛段前方增加侧壁凹槽，在凹槽前沿位置引入低总压常温空气作为冷介质，通过引射扩散作用在扩压器壁面形成气膜，调节二次喉道实际流通直径，较大程度上增强二次喉道的静压恢复能力，同时又降低二次喉道壁面热负荷，冷却壁面。数值验证结果表明，所设计新型二次喉道方案可通过调节引射气量自适应较宽范围的运行条件，有效隔离扩压器壁面直接接触高温燃气，同时提高了扩压能力，节省后段接力引射器的主动流流量近30%，对风洞运行经济性提升十分明显。     

FL-9低速增压风洞主体结构有限元分析与气压试验

FL-9低速增压风洞是“十五”国家批准建设的大型航空基础设施，笔者简要介绍了该风洞基于有限元方法的应力、变形和模态分析，并与风洞气压试验结果进行了对比。结果表明：有限元计算中所采用的单元类型、模型简化、边界约束等处理方法合理可行，应力计算值与实测值比较一致，最大薄膜应力为147．6MPa，低于许用值42．1％，风洞结构具有较大的安全裕度。风洞的前六阶模态分析为风洞安全运行提供了参考依据。     

NF-6风洞压缩机监控系统的研制

介绍了西北工业大学翼型研究中心在建的NF-6风洞(增压连续式跨声速翼型风洞)的压缩机监控系统的运行方式。该系统由工控机、PLC、各种传感器(压力、振动、温度等)组成，可以对压缩机运行进行实时监控，保证压缩机的安全运行，实现事故报警与故障排除。     

FL—7风洞M数的模糊控制方法

FL－7风洞紧三台航空发动机为动力的跨音速风洞，通过调节发动机转速、柔壁及旁路活门开度来实现对M数的控制。影响M数的因素较多，很难建立精确的数学模型，为了提高M数控制速度和精度，在新改造的FL－7风洞测控系统中，采用了模糊控制自、自学习等控制策略，取得了良好的效果，笔者对控制方法和控制规则作了介绍。     

立式风洞设计关键技术探索与实验研究

试验段气流速度快速调节、试验段碟形流场分布、风洞振动与试验段气流脉动的抑制是立式风洞研制的关键技术.本文简介了对这些技术的探索与设计思路,并通过分析φ0.33m立式风洞中进行的一系列性能研究试验结果,得出了相关结论.     

飞机天线罩结冰情况研究

针对某型电子侦察机天线罩,计算得出飞机在飞行过程中天线罩的结冰区、结冰量及其在结冰区内的分布,并利用冰风洞进行了模拟实验,为天线罩有效防冰提供了可靠的理论依据。