涡扇发动机消喘系统飞行试验验证方法研究

针对涡扇发动机消喘系统飞行试验验证需求,和传统试验方法不能有效验证消喘结束后发动机状态恢复能力的问题,根据消喘系统工作原理,提出了单次喘振和连续多次喘振下消喘系统的飞行试验验证方法。该方法通过加装座舱开关,触发发动机调节器内设置的喘振模拟模块,发出根据真实喘振信号特征设计的喘振模拟信号,从而使得消喘系统工作,验证飞行状态下发动机消喘系统对短时切油、喷口面积和可调导叶的控制及消喘结束后发动机状态恢复的能力。试验结果表明:所提出的方法能有效验证消喘系统的功能及消喘结束后发动机状态恢复的能力。本研究对发动机消喘系统可靠性和有效性的飞行试验鉴定具有一定的工程应用价值。     

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。     

航空发动机进口空气流量测量方案分析

发动机试验时,通常采用在进气道出口和发动机进口之间加装测量耙的方式,来测量截面的总静压参数,进而获得发动机进口空气流量。考虑到附面层影响,采用新型附面层压力组合测量耙进行测量。同时,对获取截面流场压力的不同测量方案进行了分析,并结合试验数据,分析了不同测量方案产生的误差。结果表明:采用压力组合测量耙能较为准确地获得发动机进口空气流量,并且采用压差传感器获取截面流场压力,能显著减小发动机进口空气流量和附面层的测量误差。     

航空发动机冰晶结冰研究进展

飞机在高空区域巡航时可能遭遇冰晶气象，导致发动机吸入冰晶颗粒发生结冰故障，欧美等国已将冰晶结冰纳入适航 取证要求，中国也考虑在后续发动机适航取证中增加冰晶结冰考核项目。为了准确掌握国内外冰晶结冰研究现状，通过调研文 献，对比了冰晶结冰与过冷水滴结冰在结冰位置、结冰条件和结冰机理方面的区别，阐述了试验研究和数值仿真方面的重要进展， 其中，试验研究分别介绍了冰晶在静态部件和动态部件内的撞击与结冰过程，数值仿真按照空气流场计算、冰晶运动轨迹和撞击 特性计算及结冰计算的顺序，总结了欧拉法与拉格朗日法的区别、冰晶运动相变与黏附过程及结冰热物理模型，并介绍了冰晶结 冰软件在数值模拟中的广泛应用，提出了目前在冰晶碰撞、结冰热力学模型、结冰探测及风洞试验等方面需要进一步研究的内容， 以期为中国冰晶结冰研究提供参考。     

涡扇发动机空气流量测量飞行试验

以某型涡扇发动机科研试飞为平台,设计搭建了发动机空气流量测量试验系统,进行了各种飞行工况及涡扇发动机工作状态下的空气流量测量试验研究.通过对试验数据的分析和研究,评估了各计算参数对涡扇发动机空气流量测量结果的影响规律,验证了一种简化流量测量方法的可行性和结果的准确性.获得了空气流量测量、计算方面的若干重要结论,为后续型号流量测量和计算提供了工程参考依据.应用试验数据对三维数值计算模型进行修正,并计算了相应工况下的空气流量,计算数据和试验数据进行比较,发现吻合良好,误差较小.