航空发动机试车台架推力测量误差

分析了航空发动机试车台推力测量系统的误差来源，并给出系统误差的计算方法。     

某型航空发动机台架控制系统设计研究

台架控制系统是航空发动机地面台架试车的重要影响因素之一.针对某型航空发动机地面试车台,从发动机台架电气系统和上位机监控系统2方面介绍了试车台台架控制系统,着重阐述了基于PLC的控制系统在方法上的改进.该系统简化了控制结构,节省了台架资源,增加了试验的安全性和可靠性,已在发动机试车中投入使用.系统运行稳定可靠,安全性高,具有广泛地应用价值.     

新机地面台架试车性能评定方法改进研究

针对原试车程序繁重，而台架状况老化，检测设备陈旧，计算手段落后等问题，对性能评定方法予以改进，采用先进的计算机技术，运用最小二乘法得到相关性能参数间的关系曲线及公差分布图，使新机的性能评定有了更可靠的依据，此项研究对新建试车台的对比试车亦有重要的参考价值。     

通用航空活塞发动机台架试车CAT系统设计与优化

利用计算机技术和现代测试技术设计开发一套CAT测试与控制软件,在控制论、系统仿真、试验设计、数据库和专家系统等方面对航空活塞发动机性能台架试车过程进行监测和控制,提高试车的准确性、可靠性和有效性,缩短试车周期,提高试车效率并降低试车成本。经实际使用验证,该系统运行可靠,发动机试车后性能符合规定。     

某型发动机台架试车机匣工作振型的测试与研究

本文使用应变计对某型发动机临界转速下的机匣振型进行了测试分析,同时也对发动机机匣进行了动态特性理论分析,测试分析与理论计算结果均表明应变计测试机匣的振型是一种有效的测试方法,同时也发动机状态临测和结构修改提供了理论依据。     

航空发动机室内台架推力测量修正方法研究

为解决缺少标准发动机而不能对试车台进行定期校准来确定试车台推力修正值的问题,通过数据统计分析方法,得到台架的发动机推力修正值;通过台架气动流场参数测试,计算出气动冲量、喷口负压和迎风阻力等对发动机推力的影响,并根据验证统计数据,分析了推力修正值的合理性。     

航空发动机推力测量台架动架支撑方式研究

为提高发动机推力测量精度,从推力测量台架设计和推力测量系统校准角度出发,首先介绍了影响航空发动机推力测量精度的主要因素及推力测量台架;然后分析了不同动架支撑方式对台架刚度系数的影响,及发动机推力、动架支撑方式和台架刚度系数三者之间的内在联系,阐明了不同校准方式对动架支撑方式的决定性影响;最后总结了推力测量台架设计应遵守的优选原则。     

航空发动机控制系统半物理模拟试验的应用

半物理模拟试验在发动机控制系统研发中发挥着重要作用,然而鲜有文献对国内外半物理模拟试验的应用情况、技术特征进行总结提炼。结合科研实践和相关文献,分析了航空发动机控制系统开展半物理模拟试验的必要性、控制系统的复杂性和国外标准规范要求开展半物理模拟试验的必须性,介绍了半物理模拟试验的基本组成和原理,回顾了国外半物理模拟试验的开展情况,并对国内半物理模拟试验在科研、批产过程中的应用进行说明。结合工程实践和国外研究成果,总结了半物理模拟试验环境的关键技术,指出了半物理模拟试验技术深化的方向。     

PDE在模拟冲压进气条件下的台架推力修正

研究射流模拟冲压进气条件下,气源喷口尺寸和气源压头对脉冲爆震发动机(PDE)地面台架测量推力的影响及消除外阻对测量推力的影响的措施.研究结果表明,由于PDE外阻存在使PDE地面台架测量推力偏小,采用PDE进气道前装承力锥的方法,可以消除PDE外阻对PDE地面台架试验推力测量的影响,获得PDE实际内流推力.在试验结果基础上,提出一个PDE地面台架试验内流推力修正公式并在试验中得到验证.      

数据采集系统在航空发动机地面试车上的应用

介绍数据采集系统的发展过程、VXI技术以及数据采集系统在航空发动机地面试车上的应用,航空发动机试车过程中需要记录的各种参数,试车台使用的数采系统的各种功能。     

叶片丢失后发动机整机响应模拟试验与仿真

依据大涵道比涡扇发动机结构设计了叶片丢失试验台,开展了一系列模拟叶片丢失试验,并采用显式有限元方法进行了数值仿真,研究了发动机叶片丢失后整机结构响应与载荷传递规律。结果表明:丢失叶片与机匣存在叶尖与叶身两次撞击,对应的加速度曲线存在两个响应峰值;转子转速越高,加速度响应幅值越大。叶片飞断后转子不平衡载荷传递路径为前轴承支承-中轴承支承-中介支板-机匣结构;叶片撞击机匣导致的冲击载荷则由风扇机匣向后传递,最终传给吊装结构;发动机承受的载荷是由不平衡和冲击影响耦合得到,其中冲击载荷为主要部分。该研究为掌握真实发动机叶片丢失下整机响应规律提供了试验模拟方法与数值仿真分析工具。      

基于VXI总线的飞机发动机测试系统设计与实现

飞机发动机系统的地面测试一直采用传统的分立仪器系统测试方法,测量效率低、可靠性差、维修困难、性能/价格比低,已不能满足现代测试的要求。为此介绍了一个基于VXI总线的飞机发动机测试系统的设计,并给出了实施方案。结果表明,本设计方案实现了某型飞机发动机系统的自动测试、故障诊断、故障隔离及复试检查,满足了部队外场的使用要求。     

航空发动机试车数据分析软件简介

介绍了使用高级程序设计语言Visual Basic开发的航空发动机试车数据分析软件的构成、功能和特点。实际应用与试验对比证明,该软件不仅结果准确,而且省时、简便、实用性强。     

航空发动机转子系统结构效率评估参数及计算方法

根据航空发动机转子系统的结构特征和力学特征,提出了从结构的承载能力、抗变形能力和动力学环境适应能力3个方面进行结构效率评估的参数体系及其计算方法,并以典型小涵道比涡扇发动机转子系统为例进行了结构效率评估参数的计算分析.研究表明:平均应力系数、等效比刚度、极限惯性载荷作用下最大变形量、无量纲M-H因子和弯曲应变能系数等作为评估航空发动机转子系统结构效率的评估参数能够有效地反映各种载荷作用下结构形式和材料性能对应力水平、变形分布以及动力敏感度的影响.同时指出了该发动机转子系统现有结构设计的特点,以及进行结构优化的方向.      

基于台架试验的涡轴发动机喘振发生位置规律

为了探究某型涡轴发动机喘振发生位置规律,采集并分析了台架喘振试验时进气道、轴流压气机叶尖、轴流压气机出口和离心压气机出口的压力信号。采用连续小波时频变换对压力信号进行特征提取,以小波系数作为喘振信号特征,阈值为小波系数最大值的10%,结果表明:某型涡轴发动机的轴流压气机总是比离心压气机先发生喘振,喘振在轴向上由进气道向离心压气机传递的同时,在周向上也沿着压气机转子叶片旋转方向传递。对某型号发动机进行实时喘振监测时,监测轴流压气机能比监测离心压气机更早发现喘振,在后续某型涡轴发动机改型设计时,可增加轴流压气机的喘振裕度来提升整机防喘能力。      

某型发动机风扇二级叶片/盘疲劳寿命研究

对某发动机风扇二级叶片/盘疲劳寿命进行了理论计算和试验研究。应用Ansys软件建立了该发动机风扇二级叶片振动分析有限元计算模型,并对其一阶弯曲共振时的应力分布进行有限元数值仿真分析,得到了叶尖振幅与叶背应力的关系;基于一阶弯曲共振模态,对叶片进行了疲劳寿命试验,获得了改型前后叶片的疲劳寿命。建立了轮盘应力分析有限元模型,计算得到了轮盘的应力分布,并以此应力分布为基础,计算得到了轮盘的疲劳寿命。研究结果表明:改型前后,叶片的疲劳寿命增大了4.1倍;叶片改型前后,无论是大间隙还是小间隙,改型后盘的疲劳寿命较改型前有所下降,但改型前后盘的疲劳寿命均满足设计要求。