航空发动机地面进气加温试验

为了模拟发动机进气加温试验,开展了发动机地面试车台进气加温试验研究,设计了一套合理的进气加温设备,并提出了进气加温试验测试方案和试验方法。结果表明:在108.88℃进气温度下,高温区角度为180°,高温区主要分布在0°和180°位置,低温区分布在90°和270°位置,隔开了连续高温区,高温区平均温度和面平均温度差值较小,温度周向不均匀度为0.43%,温度分布均匀,不存在强烈温度畸变情况;在进气温度从94.82℃上升至108.88℃时用时80 s,高温区温升率为0.18℃/s,时间域内的温度畸变较小,裕度损失小,温场无旋转,高温区分布和周向温度不均匀度均不随时间变化产生明显改变;在进气温度从65.34℃升至108.88℃时,周向分布保持均匀,建立了面平均温度、高温区面平均温度的线性关系。获得了台架温场均值与发动机控制系统采集进气温度的关系。

航空发动机压力畸变试验影响因素分析

为探索航空发动机压力畸变试验的影响因素,对畸变发生器及畸变试验参数测量和处理方法进行了研究。在相同插板深度和发动机状态下,通过详细分析试验结果中气动测量截面(Aerodynamic Inter-face Plane,AIP)上的压力参数和畸变指数发现:畸变发生器的连接气密性差会直接造成低压区压力升高和影响面积缩小的后果,导致试验结果与理论值的综合畸变指数最大偏差达到18%;测量截面参数处理方式是影响畸变试验结果的重要因素,通过镜像对称的处理方式能够细化测量截面参数,使畸变指数提高接近9%,可更好地反映压力畸变水平。该研究可为后续发动机压力畸变研究提供借鉴。

某型航空发动机排气温度场测量

航空发动机排气温度是整机试验过程重要的监测参数,探讨了热电偶测温原理,提出两种等环面分布热电偶温度传感器温度场测量方案,并对两种方案进行对比分析,获得了发动机在慢车、节流和最大状态下的排气温度场分布情况。分析可知:慢车状态不均匀度较大,随发动机状态升高,温度场均匀性越好。排气温度场在径向和周向均存在高温区,最高温度出现在径向高度2/3处。试验方案可为温度场测试试验开展提供参考。

进气加温模拟装置对涡扇发动机进气流场稳定性影响试验

为分析新设计的进气加温模拟装置对涡扇发动机进气流场稳定性的影响,对试验设备、测试方案、进气流场的稳定性评估方法和试验方案进行设计研究。通过开展气源供气温度、供气流量和发动机状态多因素匹配工况下涡扇发动机与进气加温模拟装置的联合试验,确定发动机进口气流稳定性指标的最高值。对不同试验工况数据进行计算分析,结果表明:进气加温模拟的稳压进气道对发动机进口压力场影响较小,发动机状态稳定时进口温度场只有1个高温区,T_(1)升高以及发动机状态提高,温度场及压力场不稳定性增大,多工况下发动机温场周向不均匀度最大为0.6907%,压力场周向畸变指数最大为0.0187%。进气加温模拟装置条件下,发动机压力场和温度场稳定性情况满足发动机试验要求,可为后续开展发动机进气加温试验提供参考。

滑油流量中断试验方案与风险控制

为提高不同型号发动机滑油中断试验的成功率,基于GJB 241A-2010标准,根据大、中型运输机与战斗机不同的工作特点,对比研究了不同涵道比发动机实现模拟瞬时滑油流量中断的试验方案。因使用条件、适航要求、判定标准的不同,导致大小涵道比不同的发动机调试方案和考核方案存在一定的差异。依据滑油中断试验中未恢复供油和发动机喘振等典型故障下各系统所呈现的工作模式,结合特定试车场景下可能存在的风险制定相应的应对措施,为不同型号发动机开展滑油流量中断考核试验提供借鉴。