航空发动机地面试车台缩比设计及其气动特性数值验证

基于相似理论设计构建地面试车台缩比模型、发展航空发动机模型试验技术具有许多优势。对于地面试车台缩比设计,保证模型地面试车台与原型地面试车台流场相似性是研制模型地面试车台的关键问题。利用方程分析法,推导、提出了地面试车台缩比需要满足的相似准则,并在满足该相似准则的前提下,对按照20:1进行缩比设计的模型地面试车台进行了数值验证。验证结果表明,该缩比设计基本能够实现模型地面试车台对原型地面试车台流场气动特性的复现,具有重要的理论意义和工程实用价值。

航空发动机地面试车台缩比相似判据及其仿真验证

基于相似理论设计构建模型地面试车台具有重要的理论意义与工程应用价值。为使模型地面试车台能够有效复现原型地面试车台的流场气动特性,保证两者流场测试数据一致或近似,模型地面试车台的设计构建需要遵循一定的缩比相似判据。采用量纲分析法,推导、提出了地面试车台缩比相似判据。在满足相似判据条件下,进一步利用数值仿真,验证了该地面试车台缩比相似判据的合理性与有效性。研究对模型地面试车台的研制具有较大的指导意义。

进气道旋流模拟及测量地面试车台试验研究

在地面试车台上,利用叶片式旋流发生器和五孔探针,对进气道旋流模拟和测量进行了试验研究。试验验证了旋流模拟方法、测量方法的有效性及旋流评定指标的可行性,结果表明:叶片式旋流发生器能有效地模拟出典型的整体涡、局部涡及对涡结构,其中整体涡强度可达15°;旋流测量方法行之有效且精度较高;旋流评定指标合理可行,能较为直观地反映旋流流场的强弱和结构。

航空发动机地面试车台加温加压进气控制系统设计

为模拟不同飞行状态下航空发动机的工作环境,设计了航空发动机地面试车台,该试车台能够通过管道供气的方式为航空发动机提供一定温度、压力的气体。介绍了包括进气系统及其控制系统在内的硬件系统架构的总体设计方案,以及模糊PID控制器的基本原理和设计思路。针对该试车台的加温加压进气系统设计了基于西门子PLC平台的控制系统,并在实际的试车工作中完成了验证与应用。其中,最后1级压力调节系统采用了模糊PID控制方法,在西门子PLC平台使用2种编程语言分别设计了模糊PID控制器模块,并对比了2种编程语言的设计效率和运行效果。分别通过计算机仿真和试车台试验及试车将模糊PID控制器的控制效果与传统PID控制器的进行对比,结果表明:模糊PID控制器的控制效果更优。

航空发动机地面试车台的噪声污染防治及评价

在中国航天技术不断发展的影响下,航空发动机地面试车台作为其中的重要设施,已经成为重点研究的对象之一。噪声污染是航空发动机地面试车台的常见问题,也是最为严重的一个问题,因此需要对其防治进行重视,要合理的做出防治措施和给予相应的评价指标。

涡喷发动机高空台与地面台试车可靠性数据综合

研究了涡喷发动机在高空台与地面台试车时的加速系数,其前提条件是发动机故障机理不变的条件假设成立,当此假设检验通过后,就可给出加速系数的点估计。据此,将高空台条件下试验的故障数据与地面台条件下试验故障数据互相折算,转换成综合故障数据,从而得出涡喷发动机在地面(或高空)台试验条件下的可靠性测度。最后用数值例说明了这种方法。

中推核心机在地面台试车中的振动特性

对核心机在地面台试车中的振动特性做了全面叙述和评估。该机的主要特点是转子将穿越两个刚体型临界转速,且第二阶临界转速十分靠近最大工作转速:为避免发生危险共振和减小振动,采用弹性支承或挤压油膜阻尼器装置是必要的。

直连式喷气发动机试车台试验件进气的联接方式及有关问题

针对直连式喷气发动机试车台稳定段同试验件的联接问题，根据空气流量测量、补氧及推力测量等不同试验目的与要求，讨论了选择联接方案对试验结果的影响。结果认为，模拟总温较高时，音速喷嘴流量测量联接方式应慎重选用；采用能够测量进、出口压力的迷宫密封方式，可以根据喷嘴及回绕式阻隔件流动理论计算出空气泄漏量并可测出压力损失值，从而对试验所要求的补氧量及推力测量提供较准确的修正。

氢冲压燃烧试车台控制系统

叙述了氢冲压燃烧试车台控制系统的结构、特点。系统针对氢作燃料的冲压燃烧试验的特点 ,采用微机控制技术 ,解决了一次试车进行多个当量比燃烧试验的关键问题 ;试验中监视关键参数的变化 ,状态异常时 ,自动执行紧急停车程序控制 ;试验过程进行流程的实时图形显示 ,提高了试验效率和可靠性。控制系统性能满足试验要求 ,使用效果良好 。

涡喷涡扇发动机试车台校准方法的研究

介绍了国内外涡喷涡扇发动机试车台校准方法 ,结合我国实情分析研究 ,提出了目前我国宜采用的涡喷涡扇发动机地面试车台校准的方法 。

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.

直接加热对固冲发动机地面模拟性能影响的理论分析

为了模拟飞行状态下进入补燃室的空气总温,在地面模拟试验中要对空气加热。通过直连模拟计算,研究了常用加热器燃料(氢气、煤油、甲烷和酒精等)对含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机性能的影响。结果表明,当按照气流中含氧量与纯净空气一样进行补氧时,气流中的含氧量能模拟纯净空气中的含氧量;直接加热、补氧的直连模拟计算所得的发动机真空比冲相对偏差与加热空气的燃料种类有关,以氢气为燃料的相对偏差大于0,而其它3种燃料的相对偏差小于0;从污染空气对真空比冲相对偏差的影响分析,污染空气对发动机性能的影响很小。

对日本超声速自由射流冲压发动机试验台的流场评析

分析了 Ma =4、 Ma =6、 Ma =8三种自由射流喷管出口流场情况 ,当设备采用直接燃烧加热器加热模拟空气时 ,Ma =6喷管出口温度场较差 ,总温分布高低差值为 80 K～ 180 K,而采用蓄热体热交换方式加热的其它喷管流场则相对好些 ,且蓄热体加热形式的喷管出口马赫数分布情况也均在允许范围内 ,可以满足超燃冲压发动机 (试验件 )燃烧状态试验及性能评价试验要求。

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。

航空发动机推力轴承的轴向载荷测量

本文介绍在我国航空发动机研制过程中曾经使用的推力轴承轴向载荷测量方法及研制使用经验。

普·惠公司F135发动机研制取得新进展

据悉,普·惠公司已经完成了短距起飞和垂直着陆型（STOVL）F135发动机的耐久性和性能测试。普·惠公司已经在地面试车台上完成了635h海平面高度的耐久性测试，积累了1032个任务循环，包括636次轴驱动升力凤扇的动力离合器啮合。公司还完成了134h的高空台试车，验证了性能、可操作性、增推装置点火、故障探测等。

部队首长来院视察

6月2日，中国人民解放军总装备部军兵种部杨有新副局长，空军装备部重点型号部部长李凡、副部长张天飞来我院检查指导工作。部队领导视察了江油工业园区，松花岭试验基地，参观了高空台、小发地面试车台、小高空台等试验设备。参观结束后，郭昕院长就我院的科研试验情况以及未来发展构思向军方领导做了详细的汇报。

2004年吸气式推进技术进展

2004年,吸气式推进技术取得了很大进展。有大量的民用发动机获得或接近获得FAA合格证,F135和F136联合攻击机发动机都进行了全尺寸的发动机地面台架试车,发动机技术计划继续取得成功,采用超燃冲压发动机的X-43在第2次和第3次飞行试验中成功验证了可控加速飞行,达到了M7和M10的飞行速度。

某型涡轴发动机台架试车喘振故障分析

针对某型涡轴发动机地面台架试车中遇到喘振故障,从研究轴流式压气机发生喘振的机理出发,查找发生喘振故障的根源,分析发动机试车的数据,确认了空气流量少是该发动机发生喘振的主要原因。

俄罗斯PD-14航空发动机火山灰环境试验

火山灰是影响民航客机发动机安全运行的自然因素之一。俄罗斯PD-14发动机核心机按照EASA的要求进行了火山灰环境试验。俄罗斯中央航空发动机研究院于2021年5-6月在Ts-17T室内地面试车台开展了PD-14发动机核心机火山灰环境试验。该试验不但是俄罗斯首次就火山灰对燃气涡轮发动机影响问题开展的试验研究,同时也是其按欧洲航空安全局(EASA)CS-E1050“在火山灰污染空域飞行”(火山灰云危险因索影响)条款要求开展的PD-14发动机型号认证验证工作。