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航空发动机高、低温起动及高原起动试验技术探讨 总被引:4,自引:4,他引:4
根据GJB241对航空发动机高、低温起动及高原起动试验的要求,分析了高、低温及高原环境条件对航空发动机起动性能的影响机理;阐述了利用自然环境条件、低温起动室及高空模拟试验台进行航空发动机高、低温起动及高原起动试验的优、缺点;结合国产斯贝MK202发动机分别在英国R.R.公司低温起动室和高空模拟试车台进行的低温起动试验方法和俄罗斯中央航空发动机研究院(CIAM)高空台的发动机高、低温起动及高原起动试验的方法,提出了符合我国国情的航空发动机高、低温起动及高原起动试验的实施途径。 相似文献
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为了验证航空发动机在低温环境温度下的起动性能,基于试验舱模拟自然环境进行了某型涡扇发动机低温起动试验,
介绍了试验设备及试验准备情况,选取环境条件为-40 ℃的降温历程曲线作为研究对象,该条件下的冷浸区别于高空台风车冷
浸,能够使发动机内、外部关键部位均达到目标温度。试验结果表明:舱内冷浸3 h后发动机外部附件和内部转动部件已“冷透”。
因低温环境下主燃油泵调节器内部零组件工作特性变化而导致的起动过程供油时间提前和供油量增多,是影响该型发动机低温
起动特性的主要因素;对调节系统预热(冷运转)可明显提高低温环境下的起动成功率。该方法可在外场推广使用。 相似文献
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杜鹤龄 《燃气涡轮试验与研究》1989,2(4):11-17
本简要地介绍了高空台在航空发动机制中的作用,在各研制阶段的会务以及国内外高空台发展近况;介绍了我国大型连续式涡轮发动机高空模拟试验设备-624所SB101高空台的试验能力。 相似文献
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小高空台高空模拟试验调试 总被引:1,自引:0,他引:1
根据航空涡桨和涡轴发动机通用规范的要求,涡轴发动机在研制过程中必须进行高空模拟试验。为此,中国燃气涡轮研究院自行设计和建成了国内首座涡轴发动机高空模拟试车台(简称小高空台)。在小高空台设备性能调试结束之后,又成功地完成了涡轴发动机高空模拟调试。涡轴发动机高空模拟试验调试不仅是对涡轴发动机高空模拟试验方法的探索,而且也是水力测功器在低温负压下的验收调试。小高空台的建成将为我国自行研制涡轴发动机提供一个必需的高空模拟试验平台。 相似文献
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为完成涡扇发动机状态鉴定,在北方场站开展了发动机装机状态下的自然环境低温试验。通过地面试验完成了自然低
温试验环境的量化分析,研究了不同气源起动模式、不同使用方法对装机状态自然低温条件下发动机起动性能的影响,分析了发
动机样本量对试验鉴定结果的影响。结果表明:APU供气是低温冷浸透起动的首选起动方式;冷运转可以有效改善发动机低温起
动性能,使相对起动时间缩短0.125~0.250;增加发动机样本量可以获得更加科学的鉴定结果,在低温起动过程中,发动机可能出
现失速等不稳定现象,甚至造成起动失败。开展了飞行试验,研究了空中低温环境对发动机工作参数及加减速特性的影响。结果
表明:在相同高度和速度下发动机加速时间随进气温度的降低而延长,当空中进气温度相差约30 ℃时,加速时间延长最多约为
18%;减速时间随进气温度的变化不大。 相似文献
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涡扇发动机起动机辅助空中起动方案设计和试验 总被引:2,自引:0,他引:2
研究和设计了涡扇发动机起动机辅助空中起动方案,进行了起动机辅助空中起动的地面试验、高空台试验和飞行验证试验.试验结果表明:起动机辅助空中起动能扩大涡扇发动机的空中起动包线,能提高飞机空中停车后进行空中起动的可靠性,保证飞机的安全飞行. 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2011,(2):2
高空模拟试车台(以下简称高空台),是能够模拟发动机于空中飞行时的高度、速度等条件的地面试验设备,是研制先进航空发动机和推进系统必不可少的最有效的试验手段。发展一台新的现代高性能航空发动机,除了要进行大量的零部件试验和地面台试车外,还必须利用高空台进行整个飞行包线范围内各种模拟飞行状态下的 相似文献
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高空模拟试验是民用航空发动机适航取证的符合性验证手段之一。基于中国民航规章CCAR-33部33.68条款“进气系统结冰”的要求,对进气系统结冰高空模拟试验验证开展研究,以表明符合性。本文提出了进气系统的结冰试验点的选取方法、分析了试验的流程、明确了试验结果评估方法,并针对试验设备提出了高空舱、测试装置和试验设备配备要求,介绍了典型符合性验证案例。本研究可为国内民用航空发动机开展进气系统结冰适航符合性验证工作提供技术支持。 相似文献
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航空发动机地面模拟吞水试验 总被引:3,自引:1,他引:3
马庆祥 《燃气涡轮试验与研究》2002,15(4):39-44
介绍了航空发动机地面模拟吞水试验的试验目的、试验设备、大气中的雨水状况;提出了军、民用发动机的吞水试验要求;分析了试验选用的雨滴直径;计算了试验用水量。 相似文献
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提高民用大涵道比涡扇发动机的经济性以及发动机市场竞争性是当前的研究热点。对双轴直驱(ATF)、齿轮传动(GTF)和间冷回热(IAR)三个构型进行循环参数对比分析,确定不同构型发动机的技术优势。结果表明:GTF构型方案与ATF方案相比的巡航非安装耗油率降低2.5%;IRA构型方案巡航非安装耗油率与ATF构型相比降低了11.97%,与GTF构型相比降低了9.7%;相比于ATF和GTF构型,IRA构型的高压压气机和高压涡轮级数均有所减少,有效缩短了核心机长度,也降低了高压压气机的设计难度。 相似文献
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针对某型涡扇发动机 ,介绍了一种简化可移动式地面试车台。该设备采用牵引四轮结构 ,外形尺寸为 5 .5 m× 1 .5 m× 2 .2 m,自重 <4.5 t。具有独立的电气测控系统 ,可以测量转子转速、压气机出口压力、排气温度等参数。在油罐车和电源车的配合下 ,能够对某涡扇发动机在地面进行开车油封以及发动机起动和慢车等工作 ,并且可以实现对发动机状态全过程的多参数记录。该设备成功地应用于某型涡扇发动机高原实验研究 ,为研究大气压力降低对发动机起动的影响提供了关键设备 ,文中给出了部分试验数据。 相似文献
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A numerical optimization of high altitude testing facility for wind tunnel experiments 总被引:1,自引:0,他引:1
High altitude test facilities are required to test the high area ratio nozzles operating at the upper stages of rocket in the nozzle full flow conditions.It is typically achieved by creating the ambient pressure equal or less than the nozzle exit pressure.On average,air/GN2is used as active gas for ejector system that is stored in the high pressure cylinders.The wind tunnel facilities are used for conducting aerodynamic simulation experiments at/under various flow velocities and operating conditions.However,constructing both of these facilities require more laboratory space and expensive instruments.Because of this demerit,a novel scheme is implemented for conducting wind tunnel experiments by using the existing infrastructure available in the high altitude testing(HAT)facility.This article presents the details about the methods implemented for suitably modifying the sub-scale HAT facility to conduct wind tunnel experiments.Hence,the design of nozzle for required area ratio A/A*,realization of test section and the optimized configuration are focused in the present analysis.Specific insights into various rocket models including high thrust cryogenic engines and their holding mechanisms to conduct wind tunnel experiments in the HAT facility are analyzed.A detailed CFD analysis is done to propose this conversion without affecting the existing functional requirements of the HAT facility. 相似文献
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The optimization method of a mathematical model and connected-pipe experimental technique for a test in altitude test facility (ATF) of a liquid fuel ramjet engine was researched.The optimization of the simple mathematical model was divided into two steps.Firstly,using the test engine's geometry configuration size data,a preliminary adjustment was done.Secondly,using experimental test data,the components' experiential coefficients were modified appropriately.Emphasis was laid on the simulation technique of flight condition and parameters measurement method.The experimental technique was applied to a ramjet ATF test successfully.The comparison results show that the optimized-model has higher precision and the nozzle gross thrust difference drops from 12% to about 4%. 相似文献