摘要：介绍了航空发动机温度畸变试验装置设计技术与研制方法,主要设备及设计技术指标,以及用A型涡轮喷气发动机B型涡轮风扇发动机调试和对比试验结果。调试试验结果表明:温度畸变发生器主要技术指标满足发动机进口温度畸变的需求,该装置具有高的工作可靠性、可控性和稳定性。

摘要：进气温度畸变是影响航空发动机稳定工作的重要因素,本文首先概述了航空发动机进气温度畸变的来源,介绍了国内外围绕温度畸变引入机制开展的流动机理研究进展,总结了进气温度畸变对推进系统部件和发动机总体的影响。其次,分析了国内外现有的温度畸变模拟装置结构、工作原理与性能特性,介绍了利用畸变模拟装置开展机理研究与工程应用研究取得的进展。进一步,对比分析了各类温度畸变评定措施和评定标准,介绍了进气温度畸变测试环节涉及的关键技术。最后,列举了航空发动机进气温度畸变的抑制技术及针对温度畸变的发动机防喘控制技术,分析了各种技术的优缺点。航空发动机进气温度畸变研究对发动机抗温度畸变设计和测试具有重要的指导意义。

摘要：温度畸变试验装置主要应用于考核飞机发动机的可靠性,模拟发动机进气温度骤变影响发动机稳定裕度从而发生故障场景。由于试验进气温度的品质直接影响试验结果,所以对装置进气控温效果提出了比较高的要求。发动机试验现场具有较大振动,强干扰等特点,试验测控系统基于稳定性较高的工业现场控制器PLC组网搭建。首先,根据装置中试验空气温度变化特性,设计了两套各自独立的闭环PID控制器,但由于管线较长,现场环境复杂,为了改善控温品质,在控制系统中设计了卡尔曼滤波改善控制器。结果表明,温度控制效果稳定,输出效果明显改善,有效提升了温度畸变试验装置的准确性。

摘要：为更好地预测涡轮级非定常流动特征,以准确分析进口温度畸变对下游叶排产生的影响。本文基于有限差分法开发了多级涡轮非定常流动数值求解器,通过试验数据验证其准确性和可行性,利用该求解器针对进口温度畸变进行了单级涡轮非定常流动数值仿真。以某单级高压涡轮作为研究对象,改变进口总温分布条件,设计了在进口总温均匀分布、总温沿径向不均匀分布和涡轮进口存在热斑3种方案下,进口温度畸变对马赫数、叶片热负荷等因素产生的影响,以及高温气流迁移路径的变化规律。结果显示,进口温度畸变对单级涡轮内部流场的影响不大,进口温度径向不均匀分布会导致导叶径向中上部分出现带状高温区域,在60%叶高处的导叶前缘温度最高。这种现象会因热斑的存在而加剧,在同一周期内进口温度畸变不会造成导叶表面最高温值的大幅度变化。主流气体在涡轮流道作加速运动,热斑由椭圆形逐渐变窄,温度降低,在导叶尾缘与脱落涡相互作用,气体受挤压边缘呈现锯齿状。动静交接面后,在动叶前缘和动叶压力面热负荷较为显著,并且在同一周期内进口温度畸变会使动叶表面的最高温值在一定范围内变化,在涡轮流道内进口温度畸变不会使高温气流在径向方向上的发生较大的偏移。

摘要：介绍了流场温度畸变对压缩系统性能和稳定性影响的预估方法 ,其中包括多区平行压气机模型和动态过程预估模型。分析讨论表明 :温度畸变对压气机或发动机影响的预估方法可同样适用于总压畸变和组合畸变。无论是多区平行压气机模型还是动态分析模型均立足于压缩系统的级特性。

摘要：本文详细介绍了高频响温度传感器的设计、校准、误差分析及修正技术,并结合发动机进气温度畸变试验研究了高频响温度测试技术和数据处理方法,对航空发动机稳定性评定试验研究具有重要的指导意义。

摘要：为了提高航空发动机温度畸变测试精度与测试效率,设计了一套小惯性细丝热电偶测试条件下的航空发动机温度畸变测试方案,并在此基础上开展了温度畸变动态误差修正方法和测试坏点的软件修复算法研究。研究了原始温度信号信噪比对修正后信号误差的影响,提出了不同信噪比情况下动态误差的修正方法,保证了畸变温度数据在动态修正后,稳态相对误差在2%以内。考虑到空间维度,在一定的修复准则下,提出了测试坏点的软件修复算法,修复算法在保证温度畸变指数具备较高测试精度的同时提高了测试效率。经过大量的真实环境下的航空发动机温度畸变测试数据的验证,结果表明,温度畸变动态误差修正方法和测试坏点的软件修复算法是可行的,可在保证高精度测试的基础上确保温度畸变测试试验的高效进行。

摘要：采用挡板产生压力畸变,以三级风扇为平台研究风扇抗畸变性能。试验结果表明,畸变敏感系数随换算转速的变化与畸变指数相关,不同畸变指数下风扇畸变敏感系数并不唯一,最大变化量超过40%。依据试验结果,分析畸变指数、稳态与动态畸变指数比例、畸变敏感系数、畸变衰减等随换算转速或挡板堵塞比的变化规律,初步探讨了风扇特性线形状对其抗压力畸变能力的影响。基于试验结果,针对三级风扇开展了15%挡板堵塞比下的数值仿真研究,初步研究了压力畸变的产生过程及压力畸变在风扇内部衰减并产生温度畸变的过程。数值仿真结果表明,设计转速工作点第一级转子出口总温不均匀性大于15%。

摘要：以一架配装有叶栅式反推装置的四发飞机为研究对象,数值模拟了不同着陆滑跑速度下的反推气流全机扰流流场,分析了反推气流在机身附近分布随滑跑速度的变化特点,和对内、外侧发动机进口流场的影响。结果表明:随着着陆滑跑速度的减小,反推气流对机身周围的影响区域逐渐扩大。当滑跑速度小于0.10马赫(约122 km/h)时,内、外侧发动机均会吸入反推气流,在发动机进口形成总温、总压畸变。该型反推装置的临界使用速度约为122 km/h,在反推装置飞行试验设计时应着重在该速度附近验证反推装置与发动机的匹配性;发动机进口流场总温分布能反映出反推气流的重吸入特征,测量方案设计应重点考虑发动机进口温度场的测量。

摘要：介绍十五年来，在四川大学工程信息技术研究所，作者主持和直接参加的几项航空工程重大课题研究的情况，这些课题有的获得了国家（国防）发明奖、发明专利；有的为我国新型歼击机的研制提高综合性能、保证飞行安全提供了关键重要试验数据，并为有关军标的制定提供试验设备和技术；有的被编入我国的大型“航空发动机设计手册”。研制工作经验特邀在国家教委召开的国防科技委成立大会上做了题为“民口高校承担某些军品型号任务研制可以做到花钱少、技术高、周期短”的经验交流报告。从介绍情况中，可以看出实验力学在解决国防工程研究中具有的优势和重要作用，文中提出了工作中的几点认识，其目的是拟说明如何才能做好这些工作。