W2P-1微型涡轮喷气发动机研制中的试验研究

介绍了自行设计的W2P-1微型涡轮喷气发动机原理试验样机在研制中所进行的试验研究包括燃烧室性能试验、压气机及涡轮叶轮的超转试验、高速转子动平衡试验、试车过程频谱分析及振动故障排除、发动机地面台架性能试验、结构可靠性试验及部分高空性能测试,并对研制工作作了总结.     

径向进气多管脉冲爆震发动机试验研究

为了缩短脉冲爆震发动机燃料/空气混气的充填时间,设计加工了旋转筒控制间歇进气的多爆震室PDE原型机,并开展了试验研究。试验结果表明,原型机在总频率60Hz条件下可以稳定间歇工作,并且产生了450N的正向推力。     

弹用涡喷发动机启动加速过程试验

讨论弹用涡喷发动机启动加速过程的试验研究,并分析了某弹用涡喷发动机启动加速过程的有关问题,通过地面模拟试验建立了该发动机启动加速的数值模型。     

某气压机叶片动频测量的试验研究

介绍了在压气机械试验器上进行压气机工作叶片振动频率和振动应力测量试验研究的方法,重点介绍了某型Ⅱ级压气机工作叶片的测量试验研究的结果,并进行了初步分析,为压气机工作叶片动频,动应力试验研究提供了较为可靠而又现实的方法。     

燃烧风洞不同模拟方式对超燃发动机性能影响试验研究

为了研究燃烧加热风洞不同模拟方式对超燃冲压发动机性能的影响,采用相同流道的发动机模型,在模拟"静温+静压"的酒精燃烧加热和模拟"焓值+动压"的氢气加热这两种燃烧加热风洞上,开展了不同模拟方式对超然冲压发动机性能对比试验,结合飞行试验数据和对模拟方式的理论推导与分析,对风洞试验数据进行了详细的对比分析。根据分析可知:采用燃烧风洞进行超然冲压发动机性能研究时,模拟参数应该选取"焓值、动压和发动机油气比"等参数;本研究中在Ma5状态时,酒精燃烧风洞来流的"焓值和动压"与实际参数相差不大(小于3%),其发动机性能与氢气燃烧加热风洞的发动机性能基本一致;在Ma6状态时,酒精燃烧风洞来流的焓值与实际参数相差了约10%,性能也出现了明显的差异。     

涡扇发动机消喘系统设计与试验研究

在某型涡扇发动机气动失稳特征的基础上,建立了航空发动机失速/喘振特征工程数学模型,研制出发动机消喘系统数字仿真平台,完成了消喘系统的方案优化设计,并在地面台架和飞行台试验中得到了验证。其气动失稳工程数学模型、数字仿真优化设计技术和试验验证方法可广泛应用于航空发动机、地面和舰船燃气轮机、以及其它民用叶轮机械气动失稳测控设计领域,同时也为制定航空发动机消喘系统设计规范奠定了坚实的技术基础。     

加力燃烧室隔热屏沿程气流参数的试验研究

针对加力燃烧室壁温计算的假设条件。进行了模拟加力燃烧室工况的试验，测取并分析了加力模型隔热屏沿程各参数及其变化规律，得出了具有实际参考价值的结论。     

航空发动机定型试验中的高空模拟试验

本文从航空发动机通用规模的要求出发，阐述高空试验在发动机定型中的地位和作用。文中分析了飞行台与高空台的关系和分工，并引证国外一些典型的发动机的实际试验来作为例子，从而充分说明不公发动机的高空性能研究需要在高空台上进行试验，而且以考核发动机结构为主要目的的150小时持久试车，也有相当一部分需要在高空台上进行试验。因此，对现代高性能发动机来说，高空台是不可缺少的重要试验手段。     

发动机稳定性试验研究VXI总线测试系统

发动机稳定性试验研究VXI总线测试系统是针对涡扇／涡喷发动机进行流场畸变试验以及气动稳定性试验研究装置而开发的测试系统，达到了国内先进水平，本文介绍了该系统的功能，技术指标，系统组成，工作原理和软件设计等。     

低发热量煤气燃烧实验研究

本文介绍了燃气涡轮发动机燃烧室燃用 2 50 0 k J/ NM3以上的低发热量煤气的试验结果。对燃烧室不同结构和不同煤气热值下的燃烧性能进行了探索。试验表明,该航机改型燃烧室具有燃烧稳定、燃烧效率高、点火可靠、出口温度分布均匀及 CO排放量低等特点。      

某型涡扇发动机扰流板进气总压畸变研究

在吊舱进口安装扰流板进行某型涡扇发动机进气总压畸变试验,得到了该型发动机若干状态下进气总压畸变的定量数据,研究了发动机进口总压分布的影响因素,讨论了发动机工况、扰流板相对深度对吊舱进气段总压恢复系数、发动机进口各畸变值的影响.同时基于试验数据结合计算流体力学(CFD)计算发动机进口稳态总压分布及畸变值,结果表明,计算与试验吻合较好.工作为该型发动机的扰流板空中畸变及逼喘试验及研究奠定了基础.      

液体火箭发动机热试车数据微机自动采集系统

介绍了一种采用ＰＣ／ＡＴ总线微机的液体火箭发动机热试车数据自动采集系统，该系统能同时完成模拟和冲两类信号的自动采集，采集软件由汇编语言编写，定时采集由计算机内部时钟中断实现，软件设计考虑了不同信号对采样时间的特殊要求。     

整体式固体火箭冲压发动机飞行试验

在地面试验基础上进行了整体式固体火箭冲压发动机飞行试验,以验证发动机的工作可靠性和飞行性能。飞行试验结果表明:试飞发动机和试飞器总体设计合理;发动机性能良好;主级在余气系数0.8~2.3范围内能够稳定工作;最大比冲为6.62 kN.s/kg。达到了试验的目的。     

航空发动机通用试验数据采集系统的组成和应用

为了满足航空发动机试验研究的需要，受航空通用测控系统课题组委托，以624所为主，多单位合作开发了GDAS数据采集软件，并与634所生产的AMC-100硬件共同组成了航空发动机通用试验数据采集系统。该系统具有良好的可靠性、可维性、可扩性和适应性，在地面台试验中获得了成功的应用。     

热容燃烧室基于单点温度的热流测量方法研究 *

为了研究推力室内壁面与燃气间的传热特性,获得多喷嘴燃烧室内壁热载分布,从而为推力室设计及热结构分析提供参考,开展了热容燃烧室壁面热流测量方法研究。以位于距内壁一定距离位置的单点测量温度作为输入条件,文章提出了三种热流计算方法,并进行火箭发动机试验研究,得到了对应位置燃气对内壁的热流密度。可以看出,运用单点方法得到的热流密度与传统两点法结果符合较好,两者计算结果误差在10%以内。结果显示:不同点火时长工况下在同一位置相同时间点上重复性很好,在燃烧室圆柱段热流密度随着点火时长的增加而减小,而在喷管段变化规律则相反,热流密度随时间增加而增加。在提出的计算平均热流的三种方法中,热积累方法的计算结果最高,热平衡方法次之,瞬态法最低。在火箭发动机热容试验中,本文提出的方法可以用于测量燃烧室内壁面热流密度。     

固体火箭冲压发动机二次燃烧室流场数值计算和试验研究

用二维k-ε湍流模型及简单一步无限快速化学反应模型，对固体火箭冲压发动机二次燃烧室反应流场进行了数值计算，并针对硼推进剂燃烧特性，提出了二次进气的燃烧室设计方案，在此基础上做了试验研究。结果表明，经数值模拟设计的二次燃烧室构型比普通二次燃烧室构型燃烧效率明显提高。     

2相多循环脉冲爆震发动机燃烧噪声辐射特性试验研究

对内径为60 mm的2相多循环脉冲爆震发动机燃烧噪声辐射特性,在其测量位置处和一定试验频率范围内进行了试验研究。经研究发现:在一定低频范围内,噪声辐射频谱由气流脉冲的基频(即爆震频率)和谐频组成;脉冲噪声是1个或多个持续时间小于1s的猝发声组成的噪声;距离发动机喷口方向越近,噪声的声压级越强;反之,噪声衰减的速度越快。     

固体火箭发动机熄火与再启动实验

本文介绍了采用激光点燃固体小发动机的实验设备及小发动机的熄火装置.并且给出了丁羟推进剂小发动机一次熄火与熄火后再点火的试验初步结果.     

燃油热稳定性试验研究

介绍了在美国进行燃油热稳定性研究的试验系统及试验结果，分析了燃油加热、冷却次数，试验时间、油温和壁温及油管表面处理等因素对燃油沉积速率的影响，得出了相应的结论。并对国际上在高温下燃油下燃油沉积速率变化规律上存在的争议做了解释。