高空模拟试车台简价（三）

为了满足发动机宽广飞行参数范围的模拟需要，高空台配置了一套由气源系统、空气处理系统、混合器、进排气调压系统、高空试验舱、排气系统和测试控制系统等构成的庞大试验设备。     

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。     

国外高空台的发展现状与趋势(上)

航空进入喷气时代以来,航空发动机高空模拟试验设备(简称高空台)的作用逐渐被人们所认识,得到了广泛的应用和发展。从1937年德国建立第一座冲压式发动机高空台并在其后进行了V-1脉冲式喷气发动机高空风洞试验起,全世界已有德、美、英、法、前苏联和中国等先后建立了各种不同类型的高空台约35套;试验舱约100个。近年来,气源能力与试验舱尺寸越建越大,功能越来越强,控制与测试越来越精。这些对世界航空动力技术的发展起到了极大的推动作用。     

一种小型弹用发动机空中起动环境模拟试验主动抗扰控制方法

针对高空模拟试车台(简称高空台)弹用发动机起动环境模拟试验具有起动时间极短、流量变化率大等特点,采用常规控制方法难以实现快速、准确模拟空中飞行环境的技术难题,引入自抗扰控制思想,提出一种适用于高空台非线性不确定复杂系统的主动抗扰控制方法.仿真验证表明,采用该主动抗扰控制方法,试验舱进气、排气压力最大偏差≯0.3 kPa...     

航空发动机在高空台上的H0/Ma0试验分析

分析了发动机高空台H0/Ma0试验时,高空舱压力与标准大气压力不一致的产生原因,以及由于发动机排气引射作用与高空舱内冷却流动造成的环境压力低于标准大气海平面静止空气压力对发动机H0/Ma0试验结果的影响机理。在此基础上,提出了环境压力差异对发动机H0/Ma0试验结果影响的研究方案,并用两型发动机在不同试车台上进行了H0/Ma0试验与研究性试验。结果表明,70 kPa压力环境、0.99~1.02冲压比的高空台H0/Ma0试验的换算结果,与标准大气海平面静止条件下的试验结果基本一致。     

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。     

高空长航时无人机用涡扇发动机技术分析

为了研制能在高空稳定工作、且耗油率低的、高空长航时用的涡扇发动机,借助数值计算和试验数据,对此类发动机在高空工作时,其压缩系统、燃烧系统、涡轮、控制系统、润滑系统和内部空气系统所遇到的问题作了较为系统、深入的探讨和分析。结果表明,高空低Re使压缩系统、燃烧系统和涡轮性能下降,控制系统必须调整所有与飞行高度有关的参数,滑油箱压力、油泵气蚀和滑油冷却问题必须予以考虑,内部空气系统会影响冷却和封严效果。对每一个问题都提出了相应的解决办法。     

即将建成投产的SB101高空试车台

高空模拟试车台作为航空发动机研制的关键设备已越来越被人们所重视。本文就我国第一座连续气源航空发动机高空模拟试车台的试验项目，试验范围，主要设备及其性能，高空试验模拟方法等作了较详细的介绍。并根据调试结果，给出了气源机组作单级，二级，三级串联抽气的特征。     

大涵道比涡扇发动机高空台试验技术研究需求分析

分析了分开排气大涵道比涡扇发动机与小涵道比涡扇发动机,在结构、技术特点和对试验要求等方面的差异,并结合国内新建高空舱的设备特点和试验能力,提出了分开排气大涵道比涡扇发动机在该高空舱内试验前需开展的技术研究工作,明确了该大涵道比涡扇发动机开展首次高空台试验前应解决的技术问题。本研究对其他新型发动机高空台试验技术研究需求分析也具有重要的借鉴意义。     

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。     

俄罗斯连接式高空台高空模拟试验技术探讨

本文简要介绍了俄罗斯中央航空发动机研究院(AM)的连接式高空台空气系统特点、工作原理及海平面标准大气静止条件下进口空气流量65kg/s级的航空涡轮喷气发动机高空模拟试验技术和试验方法。     

高空模拟试验舱中燃气流动过程的分析与计算

以一维等熵流动理论为基础,在充分考虑激波效应的情况下,分析了高空模拟试验舱中发动机燃气可能出现的两种流动过程,并计算了燃气流动过程的压力变化曲线,其结果为高空模拟试验舱的结构设计和真空机组的选配提供了参考。     

涡轮喷气发动机在高空台上的排气反压模拟试验技术

介绍涡轮喷气发动机在高空模拟试车台上的排气反压模拟试验技术，并详述了提高涡喷发动机高空模拟高度的若干措施。利用这些试验技术，已成功地进行了数百次涡喷发动机高空模拟试验。     

发动机空气系统气源引气的研究进展

空气系统对航空燃气涡轮发动机的安全和有效工作起着非常重要的作用。空气系统从压气机中引气,改变了压气机内部的流动,与压气机的气动性能有着密切的联系。随着飞机功能和外部环境的复杂多样以及发动机涡轮前温度的提高,空气系统的气流量不断增大。特殊的弓l气位置和不断增大的引气量使得空气系统引气对压气机气动性能的影响逐渐凸显。本文对空气系统各功能气源引气的特点进行深入分析,综述压气机中间级引气的国内外研究进展,展望空气系统气源引气研究的发展趋势和应用前景。     

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。     

航空发动机高空模拟试验排气环境压力模糊控制技术研究

针对我国航空发动机高空模拟试验排气环境压力控制系统的不足之处,研究了仿人工智能模糊PID参数在线自整定的压力控制系统,并利用半物理仿真试验和高空模拟调试试验对所设计的模糊PID控制系统进行了验证。结果表明,该系统实现了快速度和高精度的统一。     

脉冲风洞发动机试验多油位多时序高精度燃料供应系统

针对脉冲风洞超燃冲压发动机试验要求燃料供应快速、稳定、精确的特点,设计了一套燃料供应系统,可多油位多时序高精度地实现试验模型燃料供应、模型点火器气源供应、气体节流气源供应等功能。该系统供应的燃料为乙烯、甲烷、氢气及其混合物。采用压力补偿装置,保持燃料稳定供应,实现燃料当量比精确控制。设计了由电磁阀和气动阀组合而成的快速供气阀门,阀门开启时间小于20ms,关闭时间小于30ms,实现燃料的安全、快速供应。对超燃发动机模型不同油位设计了专门的供油回路,通过电磁阀控制系统,实现多个油位不同时序的控制动作,时序控制精度达到1ms。给出了详细的系统设计回路,并对关键部件参数进行了计算。点火试验表明该系统可以为点火器提供稳定的空气和氢气,点火器正常时间超过500ms。在脉冲式直连式试验台上,进行了乙烯燃料超燃发动机试验,对该套供油系统进行了测试。试验监控了供油管道及模型壁面的压力分布,供油压力在试验时间内波动小于3%,发动机壁面压力显示燃烧性能良好。空气节流试验表明,该系统提供的时长为100ms、压力为4.7MPa的节流空气成功点燃了乙烯。     

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。     

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.      

航空发动机排气污染测试系统

本文叙述了自行设计建立的航空发动机排气污染物取样测试系统的组成、工作原理，并介绍了排气污染物的地面试验测量方法。通过对某型发动机排气污染物进行地面试验实测，结果表明：该测试系统工作性能稳定、可靠，操作方便，是 动机排气污染地面试验实时测量分析的必备装置。