露天试车台选址对海拔高度的需求初探

本文简要分析了露天试车台的功用和建设对选址的要求,重点探讨了海拔高度对露天试车台基准试车性能的影响和确定该影响的研究方案。已有研究结果初步表明,当海拔高度在3km以下或环境压力在70kPa以上条件下．露天试车台试验的发动机换算性能与在标准大气海平面静止空气条件下的发动机试验性能是一致的．即在海拔高度3km以下选址建设露天试车台都是可行和合理的。     

航空发动机露天试车台侧风模拟研究

基于流体力学理论,通过运用ANSYS Workbench对侧风装置试验过程进行仿真,深入研究了不同工况下侧风装置出口压力、流量和速度分布.结果表明:全部风机同时工作时每台风机供给流量的能力均衡,中央1台风机单独工作时供给效率最高.全部风机同时工作时气流稳定区在中心区和壁面之间,中央1台风机的工作速度和压力偏离中心.中间...     

高空台推力测量系统的标定及发动机飞行推力的确定

结合SB101高空模拟试车台第一号高空舱的计量标定以及与俄罗斯中央航空发动机研究院（циAM）ц-4H高空舱进行对比试验的工作，阐述了高空台推力测量系统的计量标定及发动机飞行推力的确定方法，给出了标定结果和带刚性喷口的P11φ-300发动机在两个台上获取的飞行推力的相对差值。     

航空涡喷涡扇发动机露天基准试车台

本文介绍了我国目前唯一一座国家二级基准试车台－－２６６航空涡喷涡扇发动机露天基准试车台,并对航空发动机在露天基准试车台和室内试车台上试验录取推力作了理论分析和对比,阐述了对室内试车台进行校准的必要性,同时,文中还对基准试车台的其它用途作了简要介绍,并对基准试车台的使用提出了一些建议。     

建设满足大型飞机发动机试验需求的露天试车台区技术论证

航空工业是一个国家科技工业发展水平和综合国力的重要标志,对国家的科学技术和国民经济的发展、特别是国防建设具有重要的意义.航空发动机是飞机的心脏,是确保飞机性能、安全可靠工作的极其重要的因素之一,也是飞机更新换代的重要前提.航空发动机是典型的高科技军民两用产品,它的研制过程大量依赖于各种试验验证,尤其是发动机的整机考核科目多,试验周期长,试验风险大,试验所需的配套设备也多.各种功能的露天试车台是航空发动机整机试验配套系统中不可缺少的组成部分,将直接影响到航空发动机的研制周期、研制水平和装机后发动机的工作安全可靠性.本文通过对世界航空大国的露天试车台建设概况的分析,并结合国内实际情况阐述了我国建设露天试车台的必要性,以及我国露天试车台的建设原则和建设方案的建议等.     

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。     

涡轮喷气发动机试车台噪声控制

对一个涡轮喷气发动机试车台噪声的产生、特性和传播进行了较详细的分析,对噪声控制进行了多方案的比较.介绍了采用双层金属做孔板消声元件所组成的厚、薄两种板式消声组件的声学性能,及其消声装置对发动机试车产生的140dB(A)以上的宽频带噪声的控制效果,提供具有实际使用价值的第一手资料.     

太阳辐射对航空发动机露天试车台热变形的影响

航空发动机露天试车台暴露于室外大气环境中,太阳辐射将导致其结构热变形,直接影响测试精度。首先使用ASHRAE模型对ANSYS Workbench中Solar Calculator功能模块的辐射计算结果进行验证,确定了模块计算的准确性;然后基于Solar Calculator功能模块对露天试车台结构温度场进行计算分析,探究了太阳辐射对露天试车台结构热变形的影响。结果表明,利用Solar Calculator功能模块计算太阳辐射强度最大误差为5.20%,露天试车台因温度变化导致在x、y、z方向上分别伸长0.033%、0.107%和0.020%。还对基于有限元结构建模与利用线膨胀系数估算的结构变形进行了计算,两种算法的平均误差在6.52%以内,验证了有限元模型用于热变形计算的合理性。     

涡扇发动机试车台推力测量与校准技术概述

简单介绍了涡扇发动机试车台的类型与结构,重点阐述了台架推力测量与校准的方法,并对试车台推力测量系统的误差来源进行了初步分析。结合国内涡扇发动试车台校准现状,提出了开展试车台现场校准技术研究的重要意义。     

自然风场的数值模拟

为在时域进行大型结构的气动弹性动力响应的分析,必须首先模拟该结构所受到的气动荷载或所处自然风场的时间历程。本文通过在常规的波迭加方法中引入二维和三维空间谱,结合快速Ｆｏｕｒｉｅｒ变换（ＦＦＴ）,规范了该方法在风工程中的应用,讨论了各向同性均匀风场等空间步长以及非均匀风场不等空间步长数值模拟的理论和方法,算例表明即使需要模拟非常长的风速动脉时间历程,方法仍具有非常高的精度和效率。     

航天发动机机匣包容性试验的数值模拟

本文采用基于冲击动力学理论的有限元数值分析方法模拟了在旋转试验器上进行的某发动机机匣的包容性试验过程,反映了撞击过程中断叶和机匣的能量变化历程,较好地模拟了试验结果。研究结果对航空发动机机匣的包容性设计有一定的参考价值。     

专用跨声速风洞开孔壁试验段设计数值模拟

 在跨声速范围内,战斗机内埋式武器弹舱流场具有强烈的非定常特征。为获得准确的试验数据,需要对我国唯一的2 m量级以上的2.4 m×2.4 m引射驱动式跨声速风洞开孔壁面试验段进行适应性改造。通过采用计算流体力学(CFD)数值模拟方法对引导风洞试验段设计方案进行评估优化,以获得最佳设计结果。与采用马赫数为1.4的喷管和开孔壁面试验段时的试验结果相比较,文中采用的开孔试验段壁板边界条件能获得较为准确的流场特性。对设计方案的数值研究结果表明,前过渡段的收缩与扩张降低了试验段气流质量,后过渡段引射缝开度明显影响分离特性,对前过渡段开孔率分布规律的优化使试验段流场均匀性达到了试验要求。     

推力矢量飞机试飞技术模拟研究

为研究推力矢量飞机的试飞技术,建立了推力矢量飞机的动力学模型,用动态逆方法设计了4种过失速机动控制律,并在地面飞行模拟器上参考标准评估机动动作集(STEMS)进行了飞行模拟试验研究。试验结果表明,使用的4种过失速机动控制模式没有不可接受的操纵响应,飞机采用推力矢量控制后敏捷性明显提高。在模拟导弹攻击目标时,采用过失速机动控制模式具有明显的优势。     

叶栅参数对反推力装置气动性能影响规律

针对某型叶栅式反推力装置,开展了气动性能数值预测的研究工作。采用本文提出的数值计算方法,在不同落压比下反推力预测值与实验值最大相差8．2％。流场速度等值线分布展示反推力装置叶栅内部流动特征．叶栅叶盆处的旋涡和叶背处的失速是导致气动性能下降的不利因素。大量数值计算结果揭示了叶片进入角、出流角、稠度等结构参数对轴向反推力、流量系数、总压恢复系数的影响规律。在本研究范围内,叶片进入角54°、出流角135°、稠度1.3的叶栅几何结构综合气动性能最优。     

跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究

追求高亚声速经济巡航的民机、跨声速高机动特性的战斗机对高性能跨声速风洞的需求日趋紧迫,开 展跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究,对跨声速风洞设计具有一定的参考意义。通过非对称平板扩压器 算例,初步验证计算方法的可行性,并对跨声速风洞高速段进行计算收敛评判方法、不同初始条件和槽壁扩张 角等因素研究。结果表明:采用模型区前后两个监测点马赫数变化作为收敛判据,方法可行且模型区流场均 匀;不同初始化条件对收敛结果总体影响较小,特别是各截面流场分布和槽道流动方向上,两者结果基本相同; 跨声速状态槽壁扩张角0.3°得到的试验段模型区域流场品质较槽壁扩张角0.0°更均匀。     

激波诱导矢量喷管动态数值模拟

对一二元收扩激波诱导矢量喷管进行了二维动态数值模拟,研究了不同落压比、不同次流加速时间下,喷管气动特性和流场结构随次流增加的变化规律。结果表明:喷管在过膨胀状态下,次流流量达到一定值时,其推力会有较强的振荡;在完全膨胀和欠膨胀状态下,振荡较小。其原因是,次流增加过程中,喷管出口附近有复杂波系存在和回流产生,而回流对提高推力和增加矢量角有益。     

基于单缝射流的二元推力矢量喷管设计及数值模拟

喷管是发动机产生推力的主要部件,其气动性能对发动机的性能具有决定性的影响。本文利用简化特征线法设计二元收敛-扩张（2DCD）推力矢量喷管模型;采用RNGk-ε湍流模型和非平衡壁面函数对单缝二次流喷射后的喷管流场进行数值模拟,分析了射流位置、主流落压比（NPR）、二次流与主流总压比（SPR）等参数对矢量喷管气动性能的影响...