发动机喷口面积对加力接通影响的试飞研究

为了研究涡扇发动机喷口面积调节对高空加力接通的影响,开展了飞行试验研究。试飞中出现在加力起动阶段点火成功后,喷口面积放大不足导致风扇后压力急剧增高,发动机主动退出加力,在加力点火成功后增加加力燃油流量时,喷口面积过度放大使得加力燃烧室压力较低而熄火。通过调整喷口控制参数,提高加力点火阶段尾喷口面积放大程度,提高了加力接通性能;通过降低在供油量增加时刻的尾喷口面积放大程度,加力燃烧室能够持续稳定燃烧。试验结果表明:对尾喷口面积控制规律的调节显著提高了发动机的加力接通能力,对于其他涡扇发动机的加力接通设计与改进具有一定的借鉴意义。

高空超声速涡扇发动机喘振特征及扩稳措施的飞行试验研究

基于可调斜板式进气道及涡扇发动机,研究了飞机高空超声速减速条件下,进气道斜板板位快速调零后涡扇发动机的喘振特征,及放大尾喷口临界截面面积和提高风扇转速的扩稳措施对发动机稳定性的影响。结果表明:进气道可调斜板快速调零引起的发动机进口压力波动,会导致进气道与发动机流量不匹配,进气畸变增大;较低风扇换算转速下,进气畸变等降稳因子会导致发动机稳定裕度不足;放大尾喷口临界截面面积,提高了发动机的稳定性,喘振概率大大降低;增加最小燃油流量,提高高空发动机慢车状态风扇转速,可避免发动机进入低转速易喘振区域。

涡扇发动机加力接通对主机工作稳定性影响的试飞研究

为研究某型小涵道比带加力涡扇发动机加力接通对主机工作稳定性的影响,开展了试飞研究,分析了加力接通过程中出现的低压转子转速超限、风扇失速以及转速和排气温度波动明显等异常现象和原因。分析结果表明:加力接通过程中,加力燃油增加时尾喷口面积过度放大导致低压转子转速突增而超转;尾喷口面积放大不足使得风扇后压力急剧增高而导致风扇失速;加力点火后,尾喷口面积控制规律与加力油量不匹配会导致风扇后压力波动,进而主机参数和尾喷口面积随之波动。本文的研究成果对于涡扇发动机加力接通时出现的主机参数异常的原因分析、故障排除、试飞保障以及型号改进改型都具有重要价值。