基于校准箱的低速风洞一体式喷流试验技术

为满足大型涡扇动力飞机的喷流试验需求,发展了基于校准箱的低速风洞一体式喷流试验技术。该技术的原理是将试验模型与喷流模拟器融合为一体进行喷流试验,风洞天平同时测量模型的气动力和喷流模拟器的推力,推力通过校准箱校准后从风洞天平测量试验数据中扣除。详细介绍了推力校准及扣除技术、空气桥技术、流量、落压比精确控制技术。为验证该试验技术可靠性,分别在校准箱和FL-13风洞开展了某飞机推力校准试验和全机喷流风洞试验,试验结果表明:推力校准精度优于0.24%,全机喷流试验的阻力系数重复性精度达到0.000 3,满足喷流风洞试验的精度要求。      

等增益比燃油计量活门型孔设计计算

为解决普通方形、圆形、三角形等燃油计量活门型孔流量增益比变化大的问题,提出了一种等流量增益比的燃油计量活门型孔设计思路。通过理论计算得到了等增益比活门型孔曲线函数的基本形式和详细设计计算方法,并进行了举例计算。流量增益比与计量活门开度扰动量的比值为定值,两者呈正比关系,活门开度扰动量越小,流量增益比越小,即计量精度越高。与方形型孔进行了对比分析,详细说明了等增益比型孔在小流量状态下,增益小抗干扰能力强的优点,并且通过组合型孔设计,避免了等增益比活门型孔大流量状态下的增益过大问题。      

出口侧向扩张孔流量系数试验

采用试验研究的方法,探讨了不同结构参数出口侧向扩张孔的流量系数在不同工况下的变化规律。通过试验研究发现:出口侧向扩张孔圆柱段孔径为0.6 mm时的流量系数比孔径为0.8 mm时大3%;当孔倾角由30°减小至25°时,流量系数随之增大,当倾角继续减小至20°时,流量系数不变;当扩张角由20°增大至40°时,流量系数先增大后减小,且在扩张角为25°时最大;流量系数与次流通道雷诺数成正比,雷诺数越大,流量系数达到极限值所需的压降系数越小,且当压降系数大于0.9后,不同次流雷诺数下的流量系数差别在2%左右。      

民用飞机液压系统建模与负载流量需求计算的研究

飞机液压系统的一个重要设计指标是能够满足全飞行剖面场景下的负载流量需求。介绍了一种用于飞机液压系统负载流量需求分析的数字仿真分析方法,通过开发数学模型构建了液压能源子系统和液压用户的负载子系统模型,进而仿真分析典型飞行剖面下液压系统的负载流量需求,模拟了飞机液压系统的动态工作过程,能够反映飞机液压系统与液压用户负载之间的耦合动态特性。仿真结果表明,这套模型满足液压系统分析需求,可用于液压系统的设计支持工作。     

推进剂总质量流量对连续旋转爆轰发动机性能影响实验研究

为了研究推进剂总质量流量对连续旋转爆轰发动机(CRDE)爆轰波传播特性以及推力性能的影响,在环缝-喷孔对撞式喷注H2/Air的CRDE上开展了一系列实验。基于测量的高频压力信号,详细分析了不同推进剂总质量流量工况下爆轰波传播的典型波形、速度与频率以及稳定性。测量了CRDE长时间工作产生的推力,并讨论燃料比冲的变化情况。实验结果表明,当量比不变时,随着总质量流量的增加,爆轰波依次表现传播方向转变、双波对撞向单波同向转变、单波同向、以及双波同向与单波同向共存四种传播模式,平均传播速度和频率呈现出先增大后减小的趋势;推进剂总质量流量偏高或偏低,爆轰波均表现为不稳定传播模态。发动机产生的平均推力随着总质量流量的增大而呈线性增大,燃料比冲则是先增大后减小,当推进剂总质量流量为593.60g/s,获得基于燃料的比冲最大为5159s。     

齿型对压气机级间封严特性影响的实验研究

为了对比不同齿型下压气机级间封严特性,对基准常规齿、直通针型齿、直通宝塔齿和台阶斜齿时的级间篦齿封严进行了实验研究。在压比1.05~1.30,转速0~8.1kr/min时对不同齿型的工作间隙、泄漏流量、风阻温升和出口盘腔的旋转比进行了测量。基准常规齿是级间最常用的篦齿结构,将其他三种齿型下级间封严的泄漏特性、温升特性和旋流特性与其进行对比。结果表明:随着齿顶间隙的增大,基准常规齿的流量系数先增大后减小,在间隙c=0.8mm附近有最大值;相同间隙时,台阶斜齿的封严效果最好,其流量系数比基准常规齿时小40%左右。直通针型齿、直通宝塔齿的封严效果略优于基准常规齿,三者相差不大;但是,泄漏流量越小,级间封严的温升和旋流越大。压比1.30时台阶斜齿与基准常规齿的温升比为1.5左右。另外,高转速时台阶斜齿比基准常规齿的旋转比大18%左右。     

燃烧室空气流量分配试验方法模拟分析与优化

为了明确当前燃烧室流量分配试验采用的堵孔法的合理性,按照某单管燃烧室流量分配试验的实际流程进行数值模拟,分析了试验本身存在的方法误差和根源,据此提出了采用堵孔法和单侧积累式堵孔法相结合的优化试验方法,并进行了数值模拟验证。结果表明:采用堵孔法进行流量分配的测定存在一定的方法误差,该方法对火焰筒头部的测定影响较小,而对主燃孔、掺混孔和气膜冷却孔的测定影响相对较大,主要原因在于未同时考虑被测孔排及其下游孔排的过流条件;采用堵孔法和单侧积累式堵孔法相结合的方式进行流量分配测量,能够大幅度降火焰筒上主燃孔、掺混孔和气膜冷却孔的测量误差,降低幅度分别达到约6%、12%和9%,效果明显;试验方法优化前后,火焰筒上各孔排进出口截面的静压差的改变是试验方法误差一直存在的根本原因,但方法优化后这个压差的变化量及对测量结果的影响较优化前都更小。      

结合局部次流循环的变几何轴对称进气道研究

针对常规定几何轴对称进气道在低马赫数工作时流量系数低、溢流阻力大的问题,提出了一种结合局部次流循环的变几何轴对称进气道,其通过平移进气道一级锥并引入局部次流循环重构前体激波系相结合的方法,保证了进气道在较宽马赫数范围内的流量捕获能力。通过仿真方法验证了这一设计概念的可行性,并与常规定几何轴对称进气道进行了性能对比。结果表明:该新概念可调轴对称进气道在低马赫数工作时具有良好的流量捕获性能,并且在整个工作范围内保持了较高的总压恢复性能。与按传统方法设计的定几何轴对称进气道相比,其流量系数和总压恢复系数在工作范围内的最大改善幅度分别达到27.45%和14.31%。此外,选择合适的非控制状态贴口马赫数对该设计概念的实现效果具有明显的影响。     

新型低能耗飞机液压系统低温试验方案研究

由于机载液压系统产品在整个飞行包线内会经历低温环境的考验,为了充分验证飞机用液压系统产品在低温环境下性能的可靠性,本文针对液压系统开展低温试验的多种设计方案进行对比,并对其中的三种低温试验方案进行分析,明确各自适应的试验类型,最后通过对比各种方案的优缺点,提出了一种可以满足长时间、低功耗、大流量的液压系统低温试验的全新方案。该方案通过实测满足了试验要求,并达到了预期高效节能的效果。     

基于高空气流特性的转子发动机进气系统建模与仿真

针对转子发动机进气量难以直接测量的问题,基于某型转子发动机进气系统特点分析,考虑高空气流特性对进气量的影响,建立了转子发动机进气系统均值模型,通过Matlab/Simulink仿真软件仿真得到不同海拔高度下的进气量脉谱图。仿真结果与试验数据对比分析表明:发动机进气流量及进气管压强的仿真结果与试验数据基本吻合;在节气门开度较大时,节气门开度的变化对进气流量的影响逐渐减弱;所建转子发动机进气模型精度高,可用于转子发动机进气量的仿真计算。