大气湿度对发动机换算转速的影响

实践表明，大气湿度的变化对发动机性能及其工作特性有一定影响，这种影响在高湿度高海拔地区地面试车时更明显。大气湿度对发动机换算转速影响的物理本质是随着湿度的变化使进入发动机的空气热物理性质也发生了变化，在分析这种影响的基础，利用相似原理推导出换算转速的大气湿度修正系数，并对某系列发动机经湿度修正与不经湿度修正的换算转速做了比较。     

大气湿度对发动机性能的影响及其修正方法

实际大气的湿度可能在其最小值（干空气）到最大值（饱和湿空气）之间变化。实践表明，大气湿度的变化对发动机的性能及其工作特征有一定的影响，这种影响在夏天地面台架试车时更为明显。大气湿度对发动机性能影响的物理本质，是湿度使进入发动机的空气热物理性质发生了变化。本文在分析这种影响的基础上，利用相似原则，推导出发动机各主要性能参数的大气湿度修正系数，给出了WP－6，WP－7，WP－13发动机的湿度修正系数，并利用此方法，反算了SPEY MK511，SpEY MK202和CFM56发动机的修正系数，与英，美给出的该机种现行修正曲线的相对误差在0．02－0．6％之间。     

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。     

某型发动机性能参数湿度修正探讨

论述了某型发动机生产试车大纲与国家军用标准(GJB-359-87)中湿度修正基准的区别;根据该大纲中的湿度修正曲线,给出不同湿度下各参数的修正系数,分析了湿度修正对发动机性能的影响,并对目前使用的湿度修正提出了不同看法.     

环境湿度对民用涡扇发动机性能影响研究

环境湿度会对民用涡扇发动机的性能产生影响.在发动机部件匹配方法的基础上,引入湿度对气体性质和部件特性的修正模块,建立环境湿度对民用涡扇发动机影响的仿真模型;定量分析不同湿度对发动机推力、转速、进口流量等性能参数的影响,得到相应的湿度修正曲线;按照CCAR-25部中有关湿度的考核要求,计算相应湿度对发动机飞行包线内的六个典型工况的影响;将本文发展的仿真模型所得结果与文献结果进行对比.结果表明:发动机高温起飞时受湿度影响最大,其推力下降了0.56％;为了弥补推力损失,风扇相对换算转速需要提高0.23％;本文所得某涡喷和某涡扇发动机的修正曲线与文献结果趋势一致、量级相当,验证了仿真模型的可靠性.     

某发动机性能湿度修正的探讨

论述了某发动机生产试车大纲与国家军用标准(GJB-359-87)中湿度修正基准的区别。根据该大纲中湿度修正曲线给出不同湿度下各参数的修正系数，分析了湿度修正对发动机性能的影响，对目前使用的湿度修正提出了不同看法。     

基于压气机进口导叶可调的涡轴发动机性能参数换算方法研究

通过分析研究涡轴发动机整机试验性能评价方法,量化分析了大气湿度对涡轴发动机整机性能的影响程度,分析研究了湿度修正导致相同换算转速下压气机进口导叶角度不一致的原因。对原涡轴发动机整机试验性能评价方法进行改进,引入因湿度修正后压气机进口导叶角度不一致对整机性能影响的修正项,并通过试验研究获得了涡轴发动机燃气发生器相对换算转速0.90～0.98时压气机进口导叶角度修正量与环境温度和湿度的曲线。验证结果表明,改进后的涡轴发动机整机试验性能评价方法效果明显,精度得到较大提升。     

大气温度对发动机的影响及其修正

对相似原理造成的误差进行了分析,给出了修正这些误差的方法,并采用这些方法,运用新的性能参数换算公式,对军用某型涡扇发动机做了大气温度对发动机特性影响的计算。计算结果表明:随着温度的增加,流量减小,压气比减小,因而推力减小,耗油率增加。     

考虑使用因素的涡扇发动机排气温度换算方法

针对某型涡扇发动机厂内排气温度换算值验收合格而外场地面检查实测值偶有不合格的问题,分析了只考虑大气温度单一因素的排气温度换算方法的缺陷。提出了一种综合考虑非标准大气和调节规律使用因素的换算方法,建立了数学模型,计算得到了非标准大气的修正系数和调节规律的修正系数,并经试车试验验证。结果表明:提出的考虑使用因素的换算方法符合发动机的实际使用条件,所获得的修正系数与试车试验数据的相对误差小于1.3%,有效解决了排气温度厂内验收合格而外场地面开车不合格的问题。      

民用涡扇发动机起飞推力控制偏差分析

民用涡扇发动机的推力管理计划一般是基于理想条件并经过适当简化得到的,但在实际运行中,大气温度、气压和湿度均会对发动机的推力造成影响,从而与计划中的基准推力产生偏差。为了分析大气参数对起飞推力造成的影响,并为选择控制模式提供指导性意见,以某民用涡扇发动机为研究对象,利用Gas Turb软件计算和比较了3种控制模式下,大气温度、气压和湿度造成的起飞推力偏差大小;根据上海各月气象资料的统计值,定量给出了3种控制模式下的起飞推力偏差评估结果。     

基于地面试验的涡扇发动机装机推力损失分析

为评定涡扇发动机装机推力损失,基于推力直接确定方法开展了发动机推力测量地面试验。通过改进完善安装节推力数据处理方法、进气道冲压阻力计算方法来提高总推力测量精度,分析表明:台架试验推力测量最大误差为2.41%,11架次飞行后停机状态发动机总推力测量误差小于0.8 kN,基本满足推力测量评定的需求。以相同状态台架试验数据为基准,对比发现:随着发动机功率状态增大,总推力损失呈明显增大趋势,中间状态换算总推力损失达到了17.95%,最大状态换算总推力损失达到了27.72%。通过分析风扇换算转速、换算流量等关键参数,得出:装机后受进气道的影响,导致换算流量明显小于同等状态下台架试验的换算流量,同时进气道内气流总压的过大损失,是造成装机后发动机推力损失明显的主要原因。     

双转子涡喷发动机喷水诱喘方法

在某型双转子涡喷发动机上,进行了稳态复合式诱喘方法的试验研究,即把涡轮Ⅰ、Ⅱ级导向器和尾喷口流通面积,按相同于设计状态的百分比缩小,同时向主燃烧室里喷水,诱使喘振发作。缩小数值应恰当,大了会造成不喷水时发动机严重超温,小了会造成水起不到明显堵塞作用,不易逼到喘振点。这个百分比缩小值可以事先估算。      

核心机及其派生发动机发展的方法研究

核心机及其派生发动机发展的方法研究表明，可通过增大空气流量和增大核心机循环功来实现发动机推力增大，但这需要在发动机设计中事先考虑工作转速、流通能力和叶轮机功率等的储备。在核心机基础上进行发动机系列化发展，原则上可采用保持高压压气机设计换算转速不变、或保持最高燃气温度不变的技术措施，但在实际应用中上述两种方法都采用。因此，在核心机及基本发动机研制中．既要有燃气温度和转速的储备，又要有高压压气机性能的储备。由于使用要求不同，在核心机基础上研制大涵道比涡扇发动机和小涵道比加力涡扇发动机的技术途径是不同的。     

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。     

基于偏差值的航空发动机参数标准化修正模型

考虑到大气温度、大气湿度和燃烧热值等因素的影响,在第三相似理论的基础上提出了一种基于气路参数偏差值的标准化修正模型,以发动机生产厂家的历史数据为学习样本,建立了多元非线性超定方程组,采用高斯牛顿迭代法进行模型中未知参数的回归求解.使用该模型对测试集数据进行偏差值求解,并把结果与其他模型求解的偏差值进行对比,结果表明:修正后的标准化模型具有更高的精度,更接近于厂家系统的原始模型,具有较高的创新性和实用价值.      

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。     

燃气分析法测量喷气推力的探讨

通常测量发动机的喷气推力,是在试车台架上用机械方法进行,离开试车台架,例如在机场或在飞行中,无法知道各种情况下推力的变化。本文提出用燃气分析法测量喷气推力,企图解决这个问题,从燃烧前后碳的质量守恒出发,推导出喷气推力与燃烧产物的关系,因     

变推力液体火箭发动机推力调节技术研究综述及发展趋势

系统梳理了国内外变推力液体火箭发动机调节控制技术的研究历程及研究现状，并结合我国航天动力研究基础，指出通过在主系统或副系统管路上设置液体或燃气流量调节装置、通过可调结构的针栓式喷注器同步对流量与压力进行匹配调节仍然是实现大范围变推力调节的两种主要手段；分析了变推力液体火箭发动机推力调节的关键技术及其解决途径，预测了未来一段时期内变推力液体火箭发动机及其调节技术发展趋势，提出了若干适合我国国情的研究建议，为我国低成本、可重复使用天地往返运输技术的发展和有关研究者开展研究工作提供一定的参考。