基于扭矩测量的轴流压气机效率评定方法研究

为发展多因素影响下压气机全工况效率高精度试验评定方法,针对工程上扭矩法测量与评定压气机绝热效率中存在的问题,开展了前置齿轮箱供油润滑条件和轴承封严腔泄漏流对扭矩效率测量影响的试验研究.结果表明:提高齿轮箱供油压力或降低供油温度,均会增大齿轮箱机械损失,导致压气机扭矩效率测量结果偏低.试验过程中,应保证齿轮箱供油润滑条件...     

轴流压气机效率测量两类影响因素的试验研究

针对压气机试验系统中影响效率参数测量的主要因素,开展了出口热电偶反串测温和前置齿轮箱机械损失标定试验,验证了热电偶反串测温方法应用于压气机低压比小温升工况效率测量的有效性,获取了齿轮箱机械损失改进修正系数随转速的变化规律。试验结果表明:小温升工况下,压气机温升效率对出口总温测量误差的变化非常敏感。与常规测温方法相比,热电偶反串测温方法实现了压气机温升的直接测量,在低压比小温升工况效率参数测量上具有明显优势。齿轮箱机械损失对于压气机扭矩效率测量具有显著影响,中低转速时简化修正系数会导致安装齿轮箱后的压气机扭矩效率测量结果偏高,采用改进修正系数可以提高压气机扭矩效率测量的准确性。     

有关轴流压气机效率问题的探讨

轴流压气机试验时,温升效率与扭矩效率之间的偏差给准确评估试验结果造成了一定影响。本文基于大量试验数据的统计归纳,开展了温升效率与扭矩效率的对比校核．给出了效率偏差量与流量、温升以及功率之间的统计分布规律;对压气机级间引气试验中的效率计算进行了探讨,在此基础上给出了考虑引气影响的效率修正公式,并利用试验数据对该公式进行了验算,其结果表明在一定范围内对轴流压气机试验的效率准确计算有一定参考价值。     

周向非均匀叶尖间隙对轴流压气机性能的影响

以跨声速单级轴流压气机为研究对象,通过改变转子外机匣椭圆度产生周向稳态非均匀叶尖间隙布局结构,在高转速压气机试验器上详细开展了周向非均匀叶尖间隙对压气机性能特性与稳定边界影响的试验研究。同时,结合转子叶尖间隙流场动态压力精细化测量,揭示了周向非均匀叶尖间隙触发压气机内部流动失稳的物理机制。试验结果表明:转子叶尖周向非均匀间隙对压气机流量、压比和效率基本没有产生影响,但对气动稳定性具有显著影响。随着转子机匣椭圆度增大,稳定工作边界逐渐向右下方偏移,压气机稳定工作范围不断减小;不同转速下,压气机稳定裕度损失程度并不相同,高转速工作区域的压气机稳定裕度损失程度要大于中低转速工作区域的;周向非均匀叶尖间隙会导致原有转子叶片气动负荷沿径向重新分布,弱化转子叶片尖部气动加功能力;设计转速时,相比于小间隙情况,大间隙下的泄漏涡与通道激波相互作用,使得相邻叶片压力面侧的高静压低速区域扩大,加重对转子通道的堵塞作用。     

叶型探针对轴流压气机性能试验结果的影响

基于近年来所录取的大量压气机试验数据,详细分析了叶型探针对轴流压气机各项性能参数的影响,并对某型低负荷轴流压气机进行了稳定性试验,比较了80％设计转速下压气机在安装叶型探针前后稳定裕度的变化。结果表明：叶型探针对轴流压气机设计与非设计状态性能均会产生一定的负面影响,对于静叶高度不低于20mm的轴流压气机,其性能数据测量误差范围约在2％以内;压气机级增压能力所受到的影响程度与流道堵塞比有关,堵塞比越大,级静压比下降越多;安装叶型探针后,压气机的失速点流量增加,稳定裕度降低。     

微喷气对压气机稳定性影响的实验

在低速双级轴流压气机上开展了一系列不同喷射系统布局、射流参数的实验研究,并探讨了微喷气扩大压气机稳定裕度的原因.结果表明:当布局在压气机进口的喷嘴周向均布且不小于4个的时候,压气机稳定裕度增量主要受到每个喷嘴的出口动量的影响;微喷气扩稳的机理是从频率和压力幅值两个方面抑制模态波的发展,越接近喷气流,模态波被抑制的程度越大,一旦喷气流无法抑制模态波的发展时,压气机就会进入失速状态.      

轴流压气机试验系统两类气动耦合问题初探

针对压气机试验设备与试验件之间存在的气动耦合问题,探讨了压气机试验系统中影响试验对象性能评定的两类边界影响因素。通过构建理论分析模型,研究了进气系统压力损失对压气机试验特性的影响,和排气系统容腔效应对压气机过失速性能的影响。结果表明:(1)敞开吸气式压气机试验进气系统中流动损失最大的区域集中在进气节流阀处,依据各节流元件具体类型分段建立流动损失模型,可为间接获取压气机试验件进口压力参数提供新的自由度;(2)将试验设备排气节流装置直接布置在试验件流道出口,可抑制排气系统的容腔效应,保证压气机部件台架安装环境下的稳定性试验结果更趋近于整机工作环境;(3)相比于大流量风扇,高负荷多级压气机气动稳定性对于试验排气系统的容腔效应表现得更敏感。     

多级环境下径向总压畸变影响效应的试验评价

为量化评价径向总压畸变对多级轴流压气机气动性能的综合影响效应,将标准畸变模拟网与叶型探针技术相结合,开展了径向总压畸变对压气机性能与稳定性影响的试验研究.试验结果表明:径向总压畸变会轻度恶化压气机总体性能与稳定裕度,轮毂畸变与轮缘畸变对压气机性能的影响程度较为接近,而稳定裕度受轮缘畸变的影响要大于轮毂畸变,最大偏差达2%.两种径向总压畸变在压气机流道内均会迅速径向掺混,气流在强烈掺混过程中也将产生相应的压力损失.径向总压畸变会改变压气机原有级间负荷的分配,使某级的性能得到改善,该物理现象与转子攻角的变化范围相关联.      

预冷空气涡轮火箭发动机氦循环系统的参数特性

针对预冷空气涡轮火箭发动机(PATR)方案,建立氦循环系统数学模型,模型考虑组件结构特征、几何尺寸、工质物性等主要因素。数值计算表明:PATR的推力和比冲性能较优,模型可描述发动机氦循环热力过程,其中发动机余气系数是影响发动机推力、比冲的关键参数。提高氦循环系统最高设计压力和降低空气预冷器氦进口温度可有效降低压力损失和氦压气机功率,最高压力每增大1MPa,系统平均压力损失下降1.1%,氦压气机输入功率下降3.2%;空气预冷器氦进口温度每升高1K,系统平均压力损失上升0.086%,氦压气机输入功率升高2.3%。     

压气机试验用的三种压力畸变发生器及试验结果

本文介绍了国内航空发动机压气机试验用的三种压力畸变发生器(网格压力畸变发生器、变唇口压力畸变发生器和档板压力畸变发生器)的结构、进口压力测量方法和试验结果。试验结果表明,稳态进口压力畸变和组合压力(稳态压力加动态压力)畸变对压气机性能的影响是不同的。这种不同不仅反映在数量级上,而且反映在被影响参数的变化上。进口紊流度量级对压气机性能的恶化和改善的方向是不一致的。其试验证明,在今后的压气机研制中,组合进口压力畸变试验是必不可少的试验项目。     

攻击机对防空雷达的首攻概率研究

通过分析攻击机的辐射源定位/攻击过程,研究了攻击机水平轰炸防空雷达的首攻概率。首先分析了攻击机发现目标过程,并给出了相应的发现目标概率计算模型;其次,具体分析了攻击机水平轰炸防空雷达的进入目标过程,并给出相应的进入目标概率计算模型;最后,通过相关示例对模型中的主要因素进行了分析,证实了模型的有效性。     

浅议民机舱内声学波音与空客研究现状

民机噪声对机场环境、客舱舒适性、民机的安全都会产生影响,为此要对其进行研究和控制。针对控制舱内声学环境的目地,简要介绍了欧洲及美国控制民机舱内噪声的研究手段及现状。     

复合材料梁腹板不同开孔形式稳定性研究

由于工艺性、维护性等要求,复合材料结构梁腹板中不可避免需开孔,不同形式的开孔有着不同承载能力。通过对梁腹板结构不同形式的开孔进行剪切载荷下屈曲试验研究,得到屈曲载荷和破坏载荷,对比不同开孔对结构承载的影响,并通过有限元进行数值模拟分析,屈曲载荷和试验基本吻合。同时试验得到复合材料结构有较强的后屈曲承载能力。     

APU 转子爆破对防火墙影响的研究

APU是安装在民用飞机上的辅助动力装置,是飞机上重要的部件,因此必须考虑APU 转子爆破时小碎片对飞机安全的影响。通过有限元软件LS-DYNA,分别模拟了APU 转子爆破时小碎片对APU 防火墙以及3种不同厚度加强板的冲击计算。根据数值计算结果,选择合适的加强板方案,既能防止防火墙碰撞区被小碎片击穿,同时付出的重量代价又较小。通过对APU 防火墙增加加强板,确保APU 转子爆破时飞机的安全 性,满足AC20-128A 的设计要求。     

地面涡对进发匹配的影响

利用自编网格生成程序,对发动机吊舱进行建模和网格划分,在此基础上对地面涡开展模拟研究,总结地面涡的生成规律及其对进发匹配的影响。结果表明,对适航规定的小风速情况,地面涡在不同条件下表现出不同的形式和强度。迎风情况下,地面涡主要以对涡形式存在,且两个涡的旋转方向相反,涡强度非常微弱,在进气道出口不会导致较大的压力和气流角畸变。侧风情况下,能生成强烈的地面涡,并带来严重的压力和速度畸变,在近地面造成涡中心区域约5%的静压差,可吸入更大的异物;在进气道出口的涡区域造成约8%的总压亏损,涡带来的旋转气流也会直接改变气流角,当地气流的周向偏转达-16°~16°。这些畸变都会直接改变当地风扇工作点,需开展研究以削弱其影响。     

基于CNS定位误差的平行航路间隔安全评估

主要对平行航路中基于CNS定位误差的飞行间隔安全评估问题进行了研究。首先分析了CNS定位误差对飞机碰撞风险的影响。其次运用概率论方法得到了CNS定位误差下飞机纵向、侧向和垂直三个方向上的碰撞风险计算模型,并根据模型利用牛顿迭代算法,通过给定某一方向安全目标水平计算CNS定位误差下相应的安全间隔。最后对平行航路三个方向的飞行间隔进行了评估计算,将结果与实际相比较,表明该模型可行。     

进口压力对涡流管性能影响的实验研究

采用自行设计的涡流管,并以空气作为工作介质,通过实验研究了在其它条件相同的情况下,不同进口压力对涡流管性能的影响。实验结果表明:对于常温涡流管,在背压保持不变的情况下,随着进口压力的增加,涡流管的制冷温度效应、单位制冷量和制冷系数都显著提高,但是当进口压力增加到一定的值以后,继续提高进口压力,涡流管的制冷温度效应、单位制冷量和制冷系数反而急剧下降。     

微型涡喷发动机总体综合设计应用研究

微型涡喷发动机总体设计目前还没有较为详细的设计准则和方法。本文应用涡轮发动机的尺寸和重量设计与评估方法,对9~80 kg 级的多台微型涡喷发动机进行总体综合设计并与其发动机数据进行对比评估;建立微型涡喷发动机综合设计数据库,提炼微型涡喷发动机综合设计准则,利用该准则进行16 kg 级微型涡喷发动机的总体综合设计。结果表明：应用微型涡喷发动机总体综合设计方法得到的设计准则可靠性高,能够对微型涡喷发动机进行总体方案设计。     

基于方差分析的Monte-Carlo制导精度分配方法研究

传统的Monte-Carlo制导精度分配法是将所有的误差源纳入到精度分配中,在处理多误差源、多误差水平分配时,会导致仿真时间的增加.为此,将方差分析引入待分配项的确定中,并以某空地导弹精度分配为例进行了仿真分析.仿真结果表明,基于方差分析的Monte-Carlo制导精度分配方法大大减少了计算时间,且所设计的精度分配方案能满足工程设计要求.     

基于面轮廓的叶片磨削过程误差监控方法研究

针对航空发动机叶片形状复杂,传统的线轮廓统计控制方法(SPC)难以保证其整体精度的问题,本文基于面轮廓控制图,建立了叶片磨削过程误差监控模型.针对叶片型面特征,采用波纹度参数进行精度监控.建立了测量点到理论型面曲面的最短距离模型,并基于粒子群算法给出了距离求解算法;基于最短距离,构建了基于指数加权移动平均的面轮廓控制图(Exponentially Weighted Moving-Average,EWMA),并通过蒙特卡罗仿真方法给出了控制图上下控制限计算方法.最后通过基于仿真数据的模型验证,表明了该模型的有效性.