航空发动机支板热滑油防冰性能试验

在冰风洞内开展了结冰条件下涡轴发动机进气支板的热滑油防冰系统的防冰性能试验研究。试验设计加工了滑油电加热系统,采用可编程逻辑控制器（PLC）监控滑油的温度和流量。在冰风洞中采用全尺寸模型开展滑油防冰性能试验,所开展的涡轴发动机支板热滑油防冰试验参数包括：来流温度为-10,-5℃,来流速度为40 m/s,液态水含量为0.5,1.0 g/m³,过冷水滴平均体积直径为20 μm。试验开展了不同结冰气候条件下、不同滑油通道位置滑油防冰进气支板防冰效果的研究,记录了支板表面温度的变化和结冰情况。试验同时得到了支板防冰能力不足时支板表面的结冰冰型和结冰环境下发动机支板热滑油防冰的特点。     

移动式冰风洞试验方法研究和应用

为了探索掌握移动式冰风洞校测、结冰和防/除冰试验的一般方法,使其可用于飞机进气系统地面防冰试验,开展了对移动式冰风洞模拟云雾参数的校测。通过金属圆柱管结冰对比确定水滴过冷距离,采用格栅测量云雾均匀性,利用机载雾滴组合探测器测量水滴直径与液态水含量,并对发动机短舱唇口模型、NACA23012翼型模型进行了结冰和防/除冰研究试验。研究表明虽然户外模拟结冰条件受环境因素影响较大,但移动式冰风洞喷雾性能良好,试验能够反映在各因素影响下的一般结冰规律,可以满足飞机进气系统防/除冰试验要求。     

航空发动机进气系统结冰适航性条款研究

发动机进气系统结冰通常给发动机工作带来不利影响,甚至引起飞行事故,因此CCAR 33.68"进气系统的结冰"对每型发动机在结冰条件下的运行提出了适航性要求。对航空发动机防冰系统的适航性要求进行了解读,归纳了防冰方式对防冰系统的数值计算/关键点分析、试验验证进行了研究,介绍了典型符合性验证案例。本研究了可为国内开展航空发动机防冰适航性工作提供技术支持。     

航空发动机进气支板电热防冰试验

为了研究电加热防冰的效果,开展了小型航空发动机进气支板的电加热防冰试验。结合该型号发动机进气支板的结构特点,设计了3种电热防冰加热布置方式,分别在支板沿轴向的不同位置采用1~3个电加热棒作为防冰热源。通过模拟不同的发动机进气结冰环境参数和电加热功率,在冰风洞中对3种电加热方式进行了防冰试验研究。通过布置在支板外表面的温度测点记录了防冰过程中支板表面的瞬态温度变化,分析了支板防冰过程中表面温度的变化特点。防冰试验研究了热源总功率、热源布置方式、液态水含量以及来流温度对支板防冰性能的影响。试验结果表明,合理的电加热方式可以取得较好的防冰效果,同时避免支板后部的溢流水结冰。     

某型飞机发动机短舱热气防冰系统性能数值模拟

使用三维内外强固传热耦合方法计算校核发动机短舱热气防冰系统的性能,并分析发动机进气流量对蒙皮表面温度的影响.内、外部表面传热系数计算均采用纯三维的CFD方法,在内、外部网格数据交互时使用了距离加权反比插值法.通过计算获得发动机短舱的局部水收集系数、蒙皮表面温度的分布情况、各处溢流水量,并由此判定此防冰系统性能是否达到要求.分析表明此发动机短舱热气防冰系统符合防冰性能要求;当发动机进气流量增大时,蒙皮表面温度下降,且溢流水量增加.     

航空发动机进口支板结冰和防冰试验

为了掌握航空发动机进口支板结冰规律和热气防冰规律,利用冰风洞对进口支板进行了热气防冰试验、融冰试验和结冰试验.试验研究结果表明:进口支板所需热气流量随来流风速增加而增大,随来流总温增加而降低;结冰主要出现在在进口支板前缘区域并且滞止点附近的结冰最厚;进口支板表面初始温度较高,下降速度较慢,容易出现透明冰;来流温度低,进口支板表面温度下降较快,容易出现霜冰.试验结果为进口支板防冰设计计算提供了依据并为航空发动机防冰系统设计提供了一定的参考和借鉴.      

地面结冰气象条件模拟控制技术研究

地面结冰气象条件模拟系统是为模拟大气环境下结冰气象条件设计的,也是为发动机短舱防冰系统除冰试验设计的结冰控制系统。控制系统利用外部低温气象条件在试验区域内模拟真实大气环境形成结冰气象条件,并根据试验区域内结冰情况调节结冰颗粒大小及含水量,通过试验规律寻找到一套完整的结冰控制技术,除满足短舱防冰系统除冰试验要求外还能够满足相关多种特种试验,是利用大气环境建立的简易结冰风洞试验平台。     

民用航空涡扇发动机进气系统结冰高空模拟试验技术要求研究

高空模拟试验是民用航空发动机适航取证的符合性验证手段之一。基于中国民航规章CCAR-33部33.68条款“进气系统结冰”的要求，对进气系统结冰高空模拟试验验证开展研究，以表明符合性。本文提出了进气系统的结冰试验点的选取方法、分析了试验的流程、明确了试验结果评估方法，并针对试验设备提出了高空舱、测试装置和试验设备配备要求，介绍了典型符合性验证案例。本研究可为国内民用航空发动机开展进气系统结冰适航符合性验证工作提供技术支持。     

冰风洞试验研究

冰风洞试验是开展飞机结冰以及防冰系统性能试验研究的最基本手段。在了解国内外冰风洞试验研究发展情况和冰风洞试验相似准则的基础上,对基于压缩空气源的小型直流式冰风洞进行了总体设计。主要对风洞洞体结构、供气系统和结冰气象参数模拟系统进行了设计和研制,为该风洞的调试打下了基础。     

进气加温模拟装置对涡扇发动机进气流场稳定性影响试验

为分析新设计的进气加温模拟装置对涡扇发动机进气流场稳定性的影响,对试验设备、测试方案、进气流场的稳定性评 估方法和试验方案进行设计研究。通过开展气源供气温度、供气流量和发动机状态多因素匹配工况下涡扇发动机与进气加温模 拟装置的联合试验,确定发动机进口气流稳定性指标的最高值。对不同试验工况数据进行计算分析,结果表明：进气加温模拟的 稳压进气道对发动机进口压力场影响较小,发动机状态稳定时进口温度场只有1个高温区,T 1 升高以及发动机状态提高,温度场及 压力场不稳定性增大,多工况下发动机温场周向不均匀度最大为0.6907%,压力场周向畸变指数最大为0.0187%。进气加温模拟 装置条件下,发动机压力场和温度场稳定性情况满足发动机试验要求,可为后续开展发动机进气加温试验提供参考。     

民用航空发动机进气道防冰系统设计方法研究

民用航空发动机进气道防冰系统为发动机在结冰条件下运行提供了安全保障,中国民航总局颁布的适航条款中对民用航空发动机在结冰环境中的运行也提出了安全性要求,但国内针对进气道防冰系统设计工作开展的研究较少,本文针对民用航空发动机进气道笛形管防冰系统的设计,介绍了国内外热气防冰系统的研究进展,阐述了进气道防冰系统的设计依据、设计方法、优化方法及试验验证方法,为民用航空发动机进气道防冰系统设计相关工作提供参考.     

开放式结冰条件模拟技术研究

在-1—-9℃的环境温度条件下,采用开放式结冰条件模拟技术可以为民机或军机发动机短舱防冰系统性能试验模拟出合适的结冰气象条件。采用气液两相喷嘴模拟水雾结冰环境时,所采用气体和液体的纯度是过冷水滴产生的先决条件,气液两相压差、风洞吹风速度和试验对象距离是影响结冰气象参数的关键因子。采用改造后的FM-100传感器可实现对结冰气象参数的实时测量。通过升降机构、小角度俯仰和万向轮等辅助结构设计,开放式结冰条件模拟系统可以满足不同试验对象的试验要求,可以适应不同风向的试验环境。具备非常广阔的推广应用前景。     

3m×2m结冰风洞试验技术新进展（2020-2022年）

3 m×2 m结冰风洞是我国“十一五”国家重大科技基础设施，也是国际上尺寸最大的非季节性结冰风洞。自2013年建成以来，已经完成了70余项试验，有力支撑了我国飞机的自主研制和适航取证。本文首先介绍了3 m×2 m结冰风洞的组成和特点，其次重点阐述了2020年至2022年间风洞试验能力和试验技术的若干新进展，通过发展双闭环自适应温度控制技术、多路热气供气防除冰试验技术、冰形在线测量技术、发动机进气精确模拟技术、旋翼结冰与气动载荷同步测试技术等，使风洞的温度场模拟能力、热气防冰试验能力、冰形测量能力、进气模拟能力和直升机旋翼结冰试验能力得到增强，综合试验效率显著提升。最后，针对大型结冰风洞过冷大水滴试验面临的挑战，对下一步试验技术的发展进行了展望。     

基于高空气流特性的转子发动机进气系统建模与仿真

针对转子发动机进气量难以直接测量的问题,基于某型转子发动机进气系统特点分析,考虑高空气流特性对进气量的影响,建立了转子发动机进气系统均值模型,通过Matlab/Simulink仿真软件仿真得到不同海拔高度下的进气量脉谱图。仿真结果与试验数据对比分析表明:发动机进气流量及进气管压强的仿真结果与试验数据基本吻合;在节气门开度较大时,节气门开度的变化对进气流量的影响逐渐减弱;所建转子发动机进气模型精度高,可用于转子发动机进气量的仿真计算。     

低速风洞进气道试验柱形分布式引射器优化设计

为适应低速风洞发动机进气道试验的大流量模拟的迫切需要，介绍了适用于4 m量级低速风洞的柱形分布式引射器的设计方案。通过ANSYS-CFX软件采用有限体积法对引射器内流场进行了数值模拟,重点优化了引射器的引射面积比、离散的喷嘴分布方式和喷嘴出口设计点总压、马赫数等参数。综合考虑引射器在风洞中的使用条件限制和吸入流量技术指标要求,完成了引射器设计。优化后的引射器方案解决了小体积、大吸入流量需求之间的矛盾。在FL-14风洞的验证试验表明,优化后引射器的最大吸入流量达到9.07 kg/s,满足4 m量级低速风洞进气道试验大流量模拟需求。     

复合材料部件电加热防冰性能试验

在基于涡轮组和制冷机组联合制冷及气/液两流体喷嘴产生雾化水滴的小型直流式冰风洞中,进行了复合材料部件电加热防冰系统的性能试验.通过改变来流风速、模拟的结冰气象条件、电加热功率及加热方式,得到了不同防冰方式下试验件内的温度分布.结果表明:在本文研究范围内,相同防冰方式下电防冰加热功率随来流风速单调增加;空气温度和液态水含量对电加热功率的影响相互耦合;电加热功率与防护区内的温度及温度梯度成正比;相同防冰负荷下,采用分(多)区加热可以使防护区内的温度及温度梯度分布更合理.     

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。     

无人机用三角转子发动机进气流量测量模型

针对发动机进气系统的非线性特性,研究了三角转子发动机的进气系统特点,建立了三角转子发动机进气流量测量模型,给出了节气门和进气口处的空气流量动态方程,进而基于该测量模型,提出了歧管中脉动气流的稳压处理措施,测定了208 cm3排量三角转子发动机的进气系统特性参数,建立了基本的进气量图,为电控燃油喷射系统的开发提供了基础数据.     

飞机防冰与除冰的若干技术

阐述了飞机表面“水滴结冰”、“干结冰”、“升华结冰”等结冰现象、结冰形式及其影响因素；总结了现有的飞机液体、电热、气热防冰与气动带、电脉冲除冰技术；还对冰风洞、干空气飞行、模拟结冰飞行、结冰模拟以及自然结冰等飞机防冰试验进行了综述。     

超疏水表面技术在发动机防冰部件中的应用

超疏水表面技术对防止发动机进口迎风部件结冰具有重要的工程应用价值。通过介绍接触角、滚动角等润湿性模型及低表面能物质微观成分,阐述了超疏水表面的工作原理,及可用于发动机防冰部件的超疏水涂层表面和超疏水金属表面的制备方法;分析了超疏水表面具有的疏水性能和疏冰性能对发动机防冰的影响;展望了超疏水表面技术在发动机防冰部件的应用前景,并提出了应用超疏水表面技术防冰存在的问题,为研制新型、高效的发动机防冰系统提供了新的思路和途径。