高空台排气系统及排气压力调节

从航空发动机高空模拟试验台模拟压力要求出发 ,介绍高空台排气系统的作用、组成和排气系统的流通 ,对抽气机和排气扩压器的特性作了概述 ,对高空舱后压力PD 调节系统、Ⅰ级抽气总管压力P M 调节系统作了说明 ,叙述发动机稳态试验、加力过渡态试验、加减速过渡态试验时高空舱后舱压力PD 和Ⅰ级抽气总管压力P M 控制方法 ,指出发动机在稳态试验和过渡态试验时高空舱后舱压力PD 的影响因素和排气系统自动调节阀 (999)在管网中的安装位置。     

分开排气大涵道比涡扇发动机高空模拟试验排气布局评估

为评估分开排气大涵道比涡扇发动机高空模拟试验的排气特性,采用数值仿真方法,对分开排气发动机高空模拟试验时配备的排气扩压器的结构进行分析。主要从发动机尾锥与排气扩压器入口距离、排气扩压器结构尺寸、舱内压力模拟偏差及次流四方面影响进行排气特性计算,并以发动机设计推力进行检验。结果表明:该发动机进行高空模拟试验时,排气扩压器直径应不小于3.5 m,排气扩压器直段长度不小于9.0 m,发动机尾锥与排气扩压器入口距离以0.85倍扩压器直段直径为宜;发动机飞行包线的巡航点和左边界点的推力偏差,均随模拟舱压偏差绝对值的增大而增大,但巡航点推力变化斜率较大。     

民用航空发动机高空模拟试验排气扩压器特性分析

基于射流理论分析了民用航空发动机高空模拟试验时的排气流场,应用喷射器模型建立了针对民用航空发动机排气扩压器气动性能的计算方法,并完成了民用航空发动机试验的排气扩压器性能计算。分析了排气扩压器出口的增压比、马赫数、总温、体积流量,与排气扩压器内径和二股流流量之间的关系。基于计算分析结果,建议民用航空发动机高空模拟试车台排气采用直接喷水冷却方式,高空模拟试验时尽可能控制二股流流量。     

空气喷气发动机试车台排气扩压器设计及试验研究

排气扩压器的作用是将发动机排出燃气的部分动能转换成压力能，真实模拟发动机排气反应和环境压力条件。它是高空台排气系统将被试发动机的高温高速燃气进行减速、降温、降低噪声，从而使燃气顺利地进入引射器（排气抽气设备）或排入大气的关键部件之一。排气扩压器的设计与被试发动机的合理配置至关重要。它与高空台的模拟高度、工作范围及节约能源等问题直接相关。所以必须综合考虑排气扩压器的设计问题。     

具有舱门补型结构的高空舱排气流场特性数值研究

为了研究具有舱门补型结构的大涵道比发动机高空舱的排气流场特性,对其开展了精细化几何建模及数值模拟研究。首先,建立了带舱门补型结构的高空舱、发动机与排气扩压器联合的仿真物理模型;随后,针对不同的舱门结构形式、发动机工况以及次流流量,通过数值模拟方法进行对比验证;最后,分析舱门补型结构对高空舱排气流场影响机理,给出舱门补型结构对排气流场特性的影响规律。结果表明：舱门补型结构对发动机推力计算结果无明显影响,推力主要受发动机参数和环境压力的影响,但有舱门补型时高空舱内回流区明显减小,有利于高空舱内气体的排出;次流不仅降低了高空舱内气体的回流,还使得舱温降低,在高空舱内起到了整流和降温的作用;引射距离会影响排气扩压器的气体排出效率,且随着引射距离的减小,高空舱内回流区明显减小,提升了排气扩压器效率。     

发动机排气系统及尾喷流的流场和红外特征数值模拟

建立了发动机排气系统及尾喷流的内外流一体化流场数值模拟计算模型,得到了发动机排气系统及尾喷流的流场.然后采用辐射传递方程(RTE)积分法研究了发动机排气系统及尾喷流的红外辐射特征,开发了相应的红外辐射特征计算源程序.程序可以计算加力和非加力两种状态下的红外光谱辐射特征,在加力状态下主要增加考虑了soot粒子的光谱吸收与发射.气体介质考虑了水蒸气、二氧化碳、一氧化碳和一氧化氮的红外光谱吸收与发射.最后给出了在光谱3～5 μm范围内,某发动机在高空飞行时其排气系统及尾喷流在加力和非加力状态下的红外辐射特征的模拟结果.      

大涵道比发动机高空舱排气流场数值模拟研究

为了研究大涵道比分开排气发动机在高空舱内的排气流场特性,对其开展了流场数值模拟及试验验证。建立了一种发动机喷管、高空舱和排气扩压器的联合仿真模型,分别计算了不同喷管落压比状态下的发动机推力和排气流场特性,通过对比得到不同落压比下流场的变化规律。对大涵道比分开排气发动机进行了高空模拟试验,对不同落压比下的推力和高空舱内固定测点的总压与静压进行测量,并与数值模拟计算结果对比。结果表明：落压比越大,发动机射流影响范围越大,射流边界外扩,排气扩压器效率越低。推力系数随着落压比的增大呈现减小趋势。计算值与试验值结果相近,绝大多数测点的压强误差和推力误差保持在5%以内。     

某涡喷发动机通加改进方案高空模拟试验研究

介绍了某涡喷发动机在CS－01高空台做接通加力改进方案高空模拟试验研究的情况,经高空台试验调整后,发动机三种空中中间状态以及三种空中慢车状态全部都能接通加力,并且火焰稳定,发动机工作正常,为装备该发动机的飞机进行空中试飞,接通加力,提供了依据和安全保障。     

某涡喷发动机接通加力改进方案高空模拟试验研究

介绍了某涡喷发动机在CS-01高空台做接通加力改进方案高空模拟试验研究的情况.经高空台试验调整后,发动机在三种空中中间状态以及三种空中慢车状态全部都能接通加力,并且火焰稳定,发动机工作正常,为装备该发动机的飞机进行空中试飞、接通加力,提供了依据和安全保障.     

排气扩压器对高空舱压的影响与控制方法

为研究排气扩压器流动特性对高空舱后舱压力控制的影响,采用ANSYS191对排气扩压器进行数学建模和流场数值模拟分析,揭示其内部实际流动的物理过程;在次流质量流量为20 kg/s时,数值模拟不同排气扩压器背压和主流流量时后舱压力的变化规律,并通过样条插值得到排气扩压器背压、主流流量和后舱压力三者关系模型;建立高空舱后舱压力控制系统仿真模型,分析在不同调节模式和不同控制方法下排气扩压器流动特性对压力调节的影响。结果表明:发动机喷嘴出口处速度最大,混合后速度迅速下降,下降了约88%,而压力沿着排气扩压器轴向逐渐增大,最后趋于边界值。在发动机过渡态试验中,排气扩压器流动特性对后舱压力控制系统扰动很大,线性PID(proportion integration differentiation)控制难以保证后舱压力高精度、强抗扰的调节品质要求,而非线性PID控制不仅能减小排气扩压器流动特性对压力调节的影响,抑制发动机流量扰动,而且能保证瞬态响应快,超调量小,调节精度高。      

二元亚燃冲压发动机高空模拟扩压器气动设计

根据某型二元亚燃冲压发动机连管试验对高空舱内环境压力的要求,考虑高空台现有的抽气能力,充分利用冲压发动机排出燃气的能量,以提高模拟高度、节约能源、扩大高空台工作范围为目的,使用商业数值计算软件设计了一种高空模拟扩压器,并确定了最优的扩压器结构形式、结构参数和引射间距。     

加力式双转子混合排气涡扇发动机全状态数学建模技术

根据部件法建立了加力式双转子混合排气涡扇发动机全包线稳态数学模型.基于该模型,利用容积动力学原理,建立了起动数学模型.将该原理扩展到慢车状态以上,建立了包括起动、加减速、开关加力、停车等完整过程的全状态动态数学模型.以此为基础,给出了加力式双转子混合排气涡扇发动机在飞行包线内的高度特性.根据加力式双转子混合排气涡扇发动机原理,设计了简单的起动调节规律、加减速调节规律、加力调节规律及停车调节规律;计算了海平面标准大气条件下的从起动、加减速、开关加力、停车的完整动态过程.理论分析与仿真结果表明:该建模方法能够正确完成加力式双转子混合排气涡扇发动机的全包线的稳态计算和全状态动态计算,准确反映了该发动机在整个飞行包线内的全部工作过程.      

高空台扩压器的数值模拟

从雷诺平均的非定常Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程出发,利用时间相关法,采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ两步显格式,结合Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型,数值模拟了高空台扩压器的内部流场,并计算了扩压器的性能。结果表明,采用求解Ｎ－Ｓ方程的方法计算高空台扩压器性能是一种有效的方法。     

涡扇发动机加力燃烧室扩压器流场的数值计算

 本文用数值计算的方法得到了某型涡扇发动机加力燃烧室扩压器内的流场,与台架状态测得的实验数据基本吻合。研究了不同进口气流参数分布对扩压器流场的影响,计算了台架不同转速状态,不同飞行工况下扩压器内的流场。     

缠绕式铂电阻温度计的研制

介绍了缠绕式铂电阻温度计的结构，绕制工艺及性能测定结果。实践证明，新研制的这套测温仪表，不仅可以高空台排气冷却器火燃烧段出口面平均温度的快速，准确测量要求，而且可以推广应用于地面台和高空台发动机进口的温度测量或其他大面积测温场合。     

基于综合参数的无加力混排涡扇发动机飞行推力确定方法

针对无加力燃烧室的混排涡扇发动机在飞行推力确定过程中理想推力及理想流量难以明确定义的问题,构建了综合参数模型,模型中换算空气流量及推力分别与发动机及喷管的综合压比具有较强相关性.根据无加力混排涡扇发动机的地面台及高空台试验数据,建立了基于综合参数模型的飞行推力确定方法,并选择不同高度、速度点计算结果与高空台实测推力及流...     

某型发动机高空加力状态排气温度高故障分析

针对一起排气温度高故障,采用故障树分析方法,找出故障末端因素,根据末端因素,逐项排查故障点,对加力燃油泵高空膜盒的变化对高空加力供油的影响进行验证试验,找到了故障原因,并在修理、装配试验过程采取了相应的预防控制措施。     

火箭发动机－超音速扩压器－蒸汽引射泵组合式高空模拟试验系统的性能研究

通过对火箭发动机－超音速扩压器－蒸汽引射泵组合式高空模拟系统的理论分析和实验研究，提出了扩大ＧＳ－１高空模拟试车台试验能力的几项新方案。     

裙边宽度对平行进气混合扩压器性能影响

为了明晰裙边混合器裙边宽度对涡扇发动机加力燃烧室平行进气混合扩压器气动热力性能的影响,采用基于Navier-Stokes（N-S）方程的三维数值模拟方法对不同裙边宽度模型进行了定量研究,得到了流场、流向涡涡量场、热混合效率、总压恢复系数、混合扩压器出口平均速度及速度因数、混合扩压器出口温度均匀度的变化规律.结果表明:裙边宽度在40~130mm之间变化时,在混合扩压器出口截面处,随着裙边宽度的增加,流向涡的影响范围不断增大,促进内外涵道的气流掺混;热混合效率随裙边宽度的增大先增大后减小,总压恢复系数随裙边宽度的增大总体呈线性减小趋势.混合扩压器出口的平均速度及速度因数随裙边宽度的增大呈线性减小趋势,混合扩压器出口的温度均匀度随裙边宽度的增大而增大.      

火箭发动机－超音速扩压器－蒸汽引射泵组合式高空模拟试验系统的性能研究

通过对火箭发动机－超音速扩压器－蒸汽引射泵组合式高模拟系统的理论分析和实验研究，提出了扩大ＧＳ－１高空模拟试车台试验能力的几项新方案。