航空发动机试车台噪声环境测试研究

航空发动机试车台噪声控制是试车台设计的关键技术之一,如何针对现有典型试车台开展噪声环境测试和评估,是航空发动机试车台噪声环境研究的一项重要内容,是设计和评估高品质试车台的重要技术手段。在我国典型试车台上,针对大涵道比涡扇发动机开展噪声测试和综合分析,分别完成了发动机噪声源特性分析、进排气塔消声和隔声分析、周围环境噪声分析等,并对试车台降噪设计关键问题进行了探讨,对今后试车台的降噪设计具有重要借鉴意义。     

喉道对压气机超声叶栅流态及性能的影响

为更深入认识超声叶栅流动机理,以ARL-SL19、CM-1.2和SM-1.5叶栅为研究对象,采用数值模拟和理论分析相结合的方式开展喉道对超声叶栅激波结构和性能影响的研究。研究结果表明:超声叶栅存在两种稳定工作状态,起动状态和溢流状态;在来流马赫数较高时,叶栅只工作于起动状态;在来流马赫数较低时,叶栅只工作于溢流状态;存在一个马赫数区间,叶栅的工作状态由前一个状态决定;对于低马赫数C形超声叶栅,高压比下气动喉道起决定因素;对于高马赫数S形超声叶栅,真实喉道起决定因素;若为气动喉道导致溢流,溢流实现更大的裕度和更低的损失,进口马赫数和气流角会受压比影响;若为真实喉道引进的溢流,溢流会降低裕度并增加损失,叶栅保持唯一进气角流动,但进口气流角和马赫数与起动状态不同。     

发动机进气温度畸变高响应温度测试技术研究

本详细介绍了高频响温度传感器的设计、校准、误差分析及修正技术，并结合发动机进气温度畸变试验研究了高频响温度测试技术和数据处理方法，对航空发动机稳定性评定试验研究具有重要的指导意义。     

对转涡轮特有叶型自动设计程序

作者曾为国家“七五”攻关课题完成了一套涡轮叶栅自动设计程序[1 ] 。在给定了叶栅进、出气马赫数 ,进气角与工质等熵指数后 ,此程序就能自动选择其它设计参数并计算出良好叶栅。但它是为常规涡轮叶型而编制的 ,未包括对转涡轮所特有的进、出气向量均在轴向同一边的叶栅 (见图 1下半 ,本文简称为小折转叶栅 ) [2 ] 。本文将此自动设计程序推广到对转涡轮 ,叙述了相应的物理考虑与数学处理 ,且给出多个算例。1　对小折转叶栅的特别考虑　　上述自动设计程序是用中心流线法解析解编制的。有关此法可详见文献 [3]。主要的设计自变参量是相对栅…     

飞机进气道阻力测量研究

本文以一种战斗机两侧进气布局为例，探讨了在风洞试验中，同时测量附加阻力和罩阻力的可能性。研制了新型天平，解决了干扰密封问题，得到了合理的实验结果，为进气道唇口的设计提供了有效手段。     

进气畸变下涡喷发动机性能及内部流场的试验研究

本研究在涡喷发动机地面试车台上 ,利用畸变模拟网格在发动机进口建立所需的总压畸变流场 ,在均匀进气和畸变进气条件下 ,测量了压气机级间流场 (总压、静压、总温分布 )、畸变传递、涡轮后温度场和发动机台架性能。文中给出有代表性的试验结果。通过对试验结果的对比分析 ,得出若干有助于理解畸变影响机理和发展发动机性能及稳定性预测模型的结论。     

一种新颖径向进气系统的研究

双轴压气机实验台径向进气系统尺寸限制多、涵盖流量范围广,供气品质难以保证。传统的导流筋板方案适用流量范围窄,不能满足要求。提出一种新颖的设计方案,充分运用蜂窝整流器均流和导向的特点来改善气流品质。模拟结果表明,在全流量范围内该进气系统出口截面最大气流角小于1°,速度不均度小于4.07%,总压恢复系数大于97.3%。完成的部分实验结果也表明气流品质较好。     

进口导叶角对叶根失稳压气机流动失稳的影响

以一台航空高速压气机为研究对象，通过加装进口导叶调整压气机进气预旋角，采集失稳过程中的动态压力信号，观察不同导叶角度、流动失稳演化过程。结果表明：在负导叶角情况下，压气机由转子叶尖突尖波引起失稳；在零导叶角及较小的正导叶角情况下，由静子叶根区域的局部喘振诱发失稳；在较大的正导叶角情况下，静子叶根在节流过程中首先出现局部失稳，进一步节流导致叶尖旋转失速团出现，压气机完全失稳。分析认为，导叶角的增加通过降低反力度，调整了转静间的负荷分配，从而引起了失速初始扰动发生上述“转子突尖波-静子局部喘振-静子局部失稳”的转变。     

冲压发动机的展望

在未来战争中,大射程(>100公里)、超音速(M≥2)、超低空(掠海或贴地)的飞航式导弹将有广阔的应用前景.冲压发动机是用于这种任务的最好动力装置.在各种冲压发动机中,整体式(亦名“组合式”)火箭冲压发动机优点更多,是发展的方向.本文对整体式火箭冲压发动机的三种基本类型在使用范围方面作了比较.最后提出有关研究和发展中的课题.     

F／A—18E／F飞机进气系统的发展

F／A－18E／F是现有F／A－18C／D攻击机的最新改进型飞机，它钭满足美国海军下代攻击战斗机的要求而进入21世纪。这一改进型飞机突出地有几项重大的机体改进，其中包括全新的所谓“caret”进气道设计。已经成功进进行了发展进气道的风洞试验，并把设计出的进气道融入总的F／A－18E／F飞机构型中。本文叙述了进所道的过程，包括对进气道的描述和各个阶段的风洞试验研究。风洞模型试验既使用了单独进气道模型，也使用了与机体本体化的模型。文章还评述了进所道设计的修改，这样才得出最后的进氨道构型。已经完成了亚、跨音速状态下进气道的验证试验和数据分析，并给出了试验分析结果。最后的超音速试验1993年5月完成的。