一种航空发动机引气负载系统的设计与应用

设计了一种用于航空发动机他机领先试飞的引气负载系统,详细介绍了该系统的总体布局、技术要求、工作原理和具体实施方案。整个系统主要由引气控制系统、引气流量测量控制系统、引气流量调节装置及限流文氏管等组成,通过测量控制系统,控制压力调节/关断阀和引气流量调节阀,测量、显示和记录流量测量装置获取的参数。地面试验和飞行试验表明,该系统工作时发动机状态稳定,且能满足发动机不同功率下的流量需求。     

某型航空发动机燃油喷嘴性能试验器的研制与应用

燃油喷嘴性能试验器是一台新型的自动化高效率试验器,采用质量流量计覆盖产品测量全量程,同时具有手动与自动试验功能,并能够生成打印报表,操作简便、测试效率高。此试验器主要用于测试某型发动机燃油喷嘴流量、喷雾角度、喷嘴内部密封性试验,并具有喷嘴启封、吹除喷嘴内部液体的功能。     

逆向进气复合角发散冷却孔流量系数试验

针对回流燃烧室外环壁面冷气与燃气流动方向相反的情况,试验研究了发散孔进气方向与环腔通道气流流动方向相反的条件下,复合角发散冷却孔流量系数随发散孔倾角(25°~55°)、偏角(90°~180°)及压降系数等参数的变化规律。研究结果表明:复合角发散孔的流量系数随倾角的增大而增大,随偏角的增大而减小；随着压降系数的增大,复合角发散孔的流量系数先呈近似线性增长,当压降系数大于0.95后,呈非线性增长且增长速度减缓。      

进气道风洞试验气体流量计实况校准技术

为更精确地测量飞行器进气道风洞试验中流量参数，对进气道低速风洞试验中使用的小流量气体流量计开展实况校准方法研究，在FL-8风洞研制了一套工作压力小于0.1MPa，喷嘴Ma≤1，进气流量m≤2kg/s的基于音速喷嘴的可移动流量计校准系统。考虑到雷诺数与马赫数对流出系数的影响，采用依据实际风洞试验流量计工作状态参数的原则选取校准点；采取在流量计实际工作地点校准的方式以减小系统误差，校准后直接安装进气道模型进行风洞试验。试验结果表明：该校准方法重复性和装置稳定性良好，解决了现有流量计校准与实际试验中流动状态不一致，造成流出系数不准确的问题。有校准修正的流量要比无校准修正的流量相差2%～3%，由此引起进气道的性能参数差量达1%～2%。因此，该实况校准方法可有效减小测量误差，提升进气流量测量精准度。     

环管燃烧室火焰筒空气流量试验

为确保环管型燃烧室火焰筒流量分布的均匀性,要求单台火焰筒流量相对偏差δ位于±1.5%之内。采用模拟压比法与相似理论,建立了火焰筒空气流量特性对比试验的数学模型,并对数据处理模型的误差传递进行分析,得出现有模型存在一个不能对火焰筒真实特性进行判定的区间,火焰筒入口空气压力偏差Δp_1是引起δ误差的关键因素。为此,设计了一种基于两级扩散、整流集气装置的空气流量试验系统,并对一组16台火焰筒试验件进行了入口压力p_1为20 kPa,40 kPa,60 kPa及80 kPa下的空气流量试验研究。数据显示火焰筒入口压力偏差小于±0.05 kPa,入口压力脉动相对值小于0.25%,产品特性参数C值的相对误差不大于±0.01%,可以实现对火焰筒流量特性一致性的判定。     

密度比对弯扭导叶扇形孔气膜冷却效率的影响

针对带扇形气膜孔的三维弯扭的高压涡轮一级导叶，采用压力敏感漆传质类比测量技术，研究了不同密度比与质量流量比下叶片的全表面气膜冷却效率分布特性。结果表明：叶片气膜冷却效率随密度比和质量流量比的增加而增大，冷气密度比从1.0增加到2.0时，叶片展向平均气膜冷却效率提升6%～32%。气膜冷却效率随密度比呈现非线性的变化，冷气密度比从1.0增加到1.5时，气膜冷却效率的增幅较小，密度比从1.5增加到2.0时，气膜冷却效率的增幅较大。     

带辅助进气的二元超声速进气道低速特性

通过飞行试验，研究了带辅助进气门的二元超声速进气道在亚声速低马赫数飞行时的内部流场分布及进气畸变等特点。结果表明，辅助进气流与进气道内主流掺混会在进气道内辅助进气门下游区域产生低总压区，引起畸变增加、总压恢复下降，并且进气量及引起的畸变随发动机转速的增大而增大，随马赫数的增加而减小，随飞行高度的变化则无显著差异；同时，侧滑角向左及向右增大时辅助进气产生的低压区范围以及进气畸变也会增大，而迎角变化时进气畸变及总压恢复变化不明显。另外，通过分析各试验点进气道出口低总压区的变化与流量系数的关联，确定了该型进气道辅助进气门打开及关闭状态对应的工作范围。     

组合临界流文丘里喷嘴空气流量测量方法高空舱应用分析

为满足发动机高空试验低流速进气条件下空气流量精确测量,减小进气导管气流附面层影响,弱化空气流量测量与被试发动机相关性。分析了单件/组合临界流文丘里喷嘴的工作特性,给出了组合临界流文丘里喷嘴(ACFVN)空气流量计算方法,依据给定试验发动机和高空舱尺寸设计了临界流文丘里喷嘴组合结构,得到了组合临界流文丘里喷嘴在高空舱应用的控制方法和测试布局。采用小尺寸喷嘴对组合喷嘴设计和应用方法进行了验证,结果表明:采用打开/关闭喷嘴数量和调节进气压力两种组合方式在高空舱内应用方法可行,测试布局满足测量要求,下游发动机进口截面气流紊流度优于0.3%,满足发动机高空模拟试验要求。      

基于CFD的两级气动直接力控制阀静态特性

通过对一种两级气动直接力控制阀进行结构参数设计和基于计算流体力学(CFD)的静态特性仿真研究,比较分析了前置级阀挡板及主阀芯在不同位置时阀腔内流场的流动状态和压力损失情况并提出优化措施,得到了挡板位置-流量特性曲线和位置-气动力特性曲线、主阀芯位置-流量特性曲线以及主阀输出推力。利用推力测量试验台进行了原理样机的热试,实测结果与仿真结果基本一致,证明了对两级直接力控制阀的静态特性分析是准确的。分析结果表明,在入口压力保持不变的情况下,前置级阀挡板及主阀芯开口度增大,喷管的输出流量也增大,处于中位时两喷管输出总流量最大;当挡板自中位向极限位置运动时,气动力逐渐增大,是帮助挡板运动的主动力,反之恰好相反;该阀输出的644 N大推力完全能满足导弹控制系统的要求。