摘要：采用热力计算方法、正激波理论、传热理论以及强度理论等方法,开展了液体姿轨控发动机与圆柱形扩压器性能与结构方案匹配设计和理论分析。从扩压器的性能、主要尺寸、换热方式、强度和稳定性校核等方面,给出了确定其性能与结构方案的设计计算方法和流程。计算给出了圆柱形扩压器面积比、燃烧室压力比、真空舱压力比以及燃气等熵指数对扩压器的主要尺寸和工作特性的影响曲线。针对推力为5 000 N的某NTO/MMH液体姿轨控发动机的试验需求,设计了内径为1.1 m、长度为8 m、内壁厚度和冷却夹层厚度均为10 mm的圆柱形扩压器,工作包线显示其具备在发动机燃烧室压强为1~5 MPa、最大流量为1~3 kg/s且模拟工作高度为中高空30~60 km高度范围内开展相关试验的能力。研究表明,在扩压器入流和正激波前后引入燃气热力计算的设计方法可获得更加准确的冷却计算所需的燃气热物性参数,因考虑了高温燃气的化学反应从而获得更合理的性能与结构匹配方案,也便于确定已有扩压器的试验能力范围。

摘要：为研究液体姿控发动机76 km高空模拟试验系统的工作性能,建立了考虑燃气相变的试验系统集中参数动态仿真模型。模型由真空抽气系统、冷凝管束和液氮外流程3个子模型组成。根据燃气、霜、液氮之间的传热和传质过程将各子模型耦合在一起。以四氧化二氮/甲基肼双组元姿控发动机为实例,计算了稳态和脉冲点火试验时系统的工作参数,分析了关键设计参数对其工作性能的影响。结果表明:试验系统能够为最大流量6.4 g/s(推力约16.5 N)的发动机提供脉冲和6×10~4s长程稳态试验环境;在长程稳态试验中,冷凝管束霜层将依次饱和,失去对二氧化碳和水蒸汽的抽吸能力,导致真空舱压力逐渐升高;在脉冲点火试验中,真空舱压力将随发动机工作而脉冲波动,15 ms开关脉冲时的压力波动幅度约70%。研究结果为液体姿控发动机高空模拟试验系统的设计与改进提供了参考。

摘要：航空发动机高空模拟试验是发动机系统试验的关键环节之一。针对高空台试验因素多、层次复杂的问题,研究改进好格子点法进行均匀设计,并结合遗传算法进行优化设计的试验设计方法。通过典型方案验证,表明相对正交设计的试验优化率可以达到92.593%,本文提出的试验设计方法对于高空台试验是可行的。

摘要：文章以固体火箭发动机高空模拟试验为研究对象,通过构建准确的流场仿真模型,运用数值模拟方法进行流场分析,并与实验数据进行对比分析,评估仿真的准确性和可靠性。同时,针对仿真结果中的参数敏感性进行分析,提出流场优化和设计改进的方案。本文可为固体火箭发动机的高空模拟试验提供理论指导和技术支持,为优化设计和性能评估提供有力的依据。

摘要：通过分析现有试验设计方法存在的不足和正交试验设计方法的优势,提出采用正交试验设计方法进行航空发动机高空模拟试验设计的思路。对高空模拟试验的项目、指标、因素和水平进行分析,根据不同的试验项目和指标确定试验设计的因素及水平;再选择适合的正交表并进行表头设计,将试验因素和水平按照一定的原则填入正交表后获得正交试验方案;最后以航空发动机高空稳态性能试验为对象进行正交试验设计,获得的试验方案在高空台效率提升等方面具有一定的指导意义。

摘要：介绍了国产Ｙ７—２００Ａ飞机喷射泵供输油系统高空模拟试验，包括试验目的、试验设备、试验模拟参数及试验结果和结论。

摘要：介绍了ＦＷＳｘｘ型发动机设计定型高空模拟试验中出现的问题和分析研究结果。针对出现的问题采用了多项试验技术措施和技术方法，有效地解决了试验中的技术难题；并根据涡轮风扇发动机高空模拟试验的特点，指出了ＳＢ１０１高空台对涡轮风扇发动机进行低空（≤ｋｍ）模拟中存在的问题，对存在的问题提出了技术改造方案。

摘要：针对我国航空发动机高空模拟试验飞行高度控制动态特性差、鲁棒性能差的问题,提出并建立了仿人工智能(AI)模糊PID参数在线自整定模拟飞行高度控制系统,并进行了半物理仿真(HILS)分析。试验结果证明了所设计的模糊PID控制系统实现了快速度、高精度和宽稳定裕度的统一。

摘要：根据航空涡桨和涡轴发动机通用规范的要求,涡轴发动机在研制过程中必须进行高空模拟试验。为此,中国燃气涡轮研究院自行设计和建成了国内首座涡轴发动机高空模拟试车台(简称小高空台)。在小高空台设备性能调试结束之后,又成功地完成了涡轴发动机高空模拟调试。涡轴发动机高空模拟试验调试不仅是对涡轴发动机高空模拟试验方法的探索,而且也是水力测功器在低温负压下的验收调试。小高空台的建成将为我国自行研制涡轴发动机提供一个必需的高空模拟试验平台。

摘要：针对我国航空发动机高空模拟试验排气环境压力控制系统的不足之处,研究了仿人工智能模糊PID参数在线自整定的压力控制系统,并利用半物理仿真试验和高空模拟调试试验对所设计的模糊PID控制系统进行了验证。结果表明,该系统实现了快速度和高精度的统一。