高度对航空发动机地面试验性能的影响

本文简要分析了海拔高度对航空发动机地面试验性能的影响和研究该影响的两种方法的优缺点。在此基础上提出了利用高空台压力调控的独特优势，通过不同进口压力对发动机定冲压比性能影响研究来确定其影响的研究方案。某型发动机的试验结果表明，在发动机冲压比1．6、风扇换算转速94．5％～96．5％条件下，进口总压在70～90kPa之间得到的发动机换算性能基本一致。这表明环境压力在70kPa以上（海拔高度3km以下）时，对研究的发动机而言已经工作在雷诺数自模区，即环境压力的变化对试验换算性能的影响可以忽略。从而，可以利用海拔高度3km以下的地面试验来确定研究发动机在标准大气海平面静止空气条件下的性能。

“堵塞”技术在发动机高空模拟试验中的应用研究

通过对发动机高空模拟试验推力的确定方法与修正方法的分析,从理论上阐明了"堵塞"技术在发动机高空模拟试验中应用的机理和适用条件。通过对罗.罗公司高空台斯贝发动机和某高空台上涡喷发动机"堵塞"试验结果的分析,证明了"堵塞"技术在带收敛喷管的发动机高空模拟试验中应用的可行性和合理性。本文研究结果拓展了HB6213[1]中推力计算公式和推力修正公式的适用范围。

环境压力大偏差条件下拉瓦尔喷管发动机高空推力的确定

简析了拉瓦尔喷管发动机高空模拟试验的特殊性,提出了大模拟偏差条件下确定和修正拉瓦尔喷管发动机推力的方法。试验结果表明,在保证推力不确定度优于1.0%的条件下,拉瓦尔喷管发动机高空模拟试验的模拟偏差容限约为14%。当设备能力限制或其他特殊原因而采用环境压力大模拟偏差技术时,可以采用本研究的推力系数确定方法确定发动机的推力。

航空发动机在高空台上的H_0/Ma_0试验分析

分析了发动机高空台H0／Ma0试验时，高空舱压力与标准大气压力不一致的产生原因，以及由于发动机排气引射作用与高空舱内冷却流动造成的环境压力低于标准大气海平面静止空气压力对发动机H0／Ma0试验结果的影响机理。在此基础上，提出了环境压力差异对发动机H0／Ma0试验结果影响的研究方案，并用两型发动机在不同试车台上进行了H0／Ma0试验与研究性试验。结果表明，70kPa压力环境、0．99～1．02冲压比的高空台H0／Ma0试验的换算结果，与标准大气海平面静止条件下的试验结果基本一致。