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0．6 m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。  

离心压缩机系统喘振的实验研究

在一个小型低压离心压缩机喘振实验台上，针对不同储气槽容积、不同转速和不同阀门开度的各流量工况，对离心压缩系统的喘振现象进行了观察。介绍了使用示波器观察热线信号判断系统中倒流发生的方法，可用于实时地监测深度喘振的发生，同时，还对各种工况下的喘振形态及性能变化进行了实验观测。  

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.  

增压连续式跨声速风洞防喘振措施——旁路调节的研究

压缩机的设计与制造性能尚不能充分适应风洞的运行范围 ,安全、可靠的防喘振措施是保证风洞安全运行的重要条件之一。作者讨论了旁路调节作为风洞中防喘振措施的可行性。在考虑跨声速风洞中气体压缩性的基础上 ,给出了风洞中旁路调节的估算方法 ,分析和讨论了旁路对风洞性能的影响。结果表明 :旁路的增加 ,使风洞工作点向大流量、低压缩比方向移动 ,达到有效、可靠防喘振的目的  

跨声速压气机实验系统Helmholtz频率的影响因素及估算方法研究

针对压气机实验系统 Helmholtz共振频率的研究对于建设压气机试验系统及研究压气机流动不稳定现象均有重要意义。以北京航空航天大学跨声速压气机试验系统为背景，通过拆除该压气机试验系统的稳压箱、格栅等部件以及更改该试验系统的几何尺寸，分析该型压气机试验系统 Helmholtz 共振频率的影响因素；同时引入了Duct-Compressor-Plenum模型理论，对该压气机试验系统进行相应的模化，并对其系统 Helmholtz 共振频率进行相应估算。结果表明：在该类型的跨声速压气机试验系统中，压气机前端的稳压箱及稳压箱之前部分主要作用是为整个试验系统提供均匀的进气环境，而对系统 Helmholtz 共振频率不产生任何影响。因此，在跨声速压气机试验系统Duct-Compressor-Plenum模型模化过程中，不应将稳压箱及其之前部件进行模化。  

航空发动机进气温度畸变研究综述

进气温度畸变是影响航空发动机稳定工作的重要因素，本文首先概述了航空发动机进气温度畸变的来源，介绍了国内外围绕温度畸变引入机制开展的流动机理研究进展，总结了进气温度畸变对推进系统部件和发动机总体的影响。其次，分析了国内外现有的温度畸变模拟装置结构、工作原理与性能特性，介绍了利用畸变模拟装置开展机理研究与工程应用研究取得的进展。进一步，对比分析了各类温度畸变评定措施和评定标准，介绍了进气温度畸变测试环节涉及的关键技术。最后，列举了航空发动机进气温度畸变的抑制技术及针对温度畸变的发动机防喘控制技术，分析了各种技术的优缺点。航空发动机进气温度畸变研究对发动机抗温度畸变设计和测试具有重要的指导意义。  

马赫5一级定几何二元混压式进气道反压特性试验研究

对一种设计马赫数为5一级的定几何二元混压式亚燃冲压发动机进气道进行了风洞试验研究，得到了该进气道的反压特性，结果表明：设计状态时，随节流锥堵塞度的增加，进气道出口反压比不断增加,马赫数逐渐下降，总压恢复系数先下降后上升，通道内气流脉动的功率谱密度无明显峰值；节流锥堵塞比为72%时，发生喘振，喘振基频约为48 Hz；随节流锥堵塞比的降低，进气道喘振基频逐渐降低，进气道结束喘振后结尾激波先到达进气道进口处，然后稳定在进气道内收缩段内，随着节流锥堵塞比的进一步降低，结尾激波逐渐进入进气道扩张段。