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2017年2月13日至2月17日，来自俄罗斯中央航空发动机研究院的8位发动机设计及试验专家到访研究所，与轻型动力实验室航空发动机研发团队进行了为期5天的技术交流访问。研究所所长朱俊强、轻型动力实验室主任徐纲以及实验室主要专业技术负责人热情接待了俄方一行。双方重点就航空发动机高空试验的数据采集、高空试验台性能测试标准、发动机高空台测试推力的校准和修正以及发动机飞行包线内具体的高空测试任务点和测试方法...
采用整机试验的方法,对某型涡轮喷气式发动机从低转速到高转速状态下的燃烧室出口温度进行了测量.结果表明:该折流燃烧室在发动机低转速下性能较差,但各项性能参数随着发动机转速的增加而上升.在发动机设计点状态下,该折流燃烧室各项指标基本符合设计要求,其出口温度分布系数小于0.31,燃烧效率可达98.1%.
中国民航飞行学院航空动力装置课件第一章 活塞发动机基础知识。
针对某冲压发动机驻涡燃烧室模型，进行了不同进口温度、进口速度系数和余气系数下燃烧室燃烧性能的试验研究，研究结果证明:随着进口速度系数的增加(0.20~0.35)，点火总油气比和贫油熄火油气比增加，燃烧效率变化不明显；随着进口温度的增加(573~773K)，点火总油气比和贫油熄火油气比下降，燃烧效率提高；随着余气系数的增加(1.1~2.1)，燃烧效率提高。试验中获得最小点火总油气比为0.0035，最...
以NASA Rotor37叶片为对象，研究了航空发动机叶片的高频模态阻尼比的实验测试方法.实验分析和数值计算均说明：在随机声激励下获得频响曲线将包含由支撑结构振动造成的峰值.基于此提出在支撑结构上布置多个传感器的实验方案，并以支撑结构的振动峰值位置和能量相对大小来判定叶片振动主导的振动峰值.用小波阈值收缩法和曲线拟合法对这些振动峰值进行了降噪和模态阻尼比识别，给出了实测模型在10kHz内“叶片主导...
模型脉冲爆震火箭发动机可爆范围的实验研究
两相爆震 可爆范围 实验研究
2012/4/16
在采用电磁阀控制间歇式供应的脉冲爆震火箭发动机模型上,研究了燃料、氧化剂的喷射占空比、喷射及点火的时序对两相爆震波形成的影响,得出了在一定供应条件下的可爆范围,掌握了控制规律。分析了这些影响的实质在于混合物的当量比和有效混合程度。实验结果表明,燃料/氧化剂喷射占空比应尽可能接近,并保证爆震管的有效填充,在此条件下应尽可能保证喷射相位一致,以达到最好的混合效果。
在某型航空涡轮轴发动机上进行了尾气静电监测探索性实验,成功地获得了尾气静电感应信号。根据实测的108 h有效数据,对信号的特征参数活动率水平(AL)、正事件率(PER)、负事件率(NER)和轴频分析(SOA)展开分析。研究结果表明：基于静电感应原理的发动机气路监测技术是可行的;发动机功率对特征参数有明显的影响。在一个完整试车循环中,随着功率的增大,AL参数呈现二次多项式变化规律;PER和NER参数...
水燃比是水冲压发动机的重要工作参数。水燃比过大易造成内流场温度降低,实际工作中低温可能引起水蒸汽液化和金属/水反应停止,以致降低发动机性能。为减少这类情况的出现,针对两次进水的水冲压发动机,提出了试验总水燃比及一、二次水燃比选择方法。该方法以发动机热力计算的最优理论水燃比为基础，考虑试验过程中实际热损失的影响对其进行了修正。针对不同水燃比的影响,对某型试验水冲压发动机进行了地面直连试验研究,结果显...
2007年2月1日，SpaceDev公司宣布该公司Streaker小型运载火箭开发计划的混合上面级火箭发动机已经完成了三次热点火试验。这些试验展示了重新启用部分消耗过的发动机燃料，并试验了旨在提升发动机性能和稳定性的新型喷管构型。系列试验在SpaceDev公司混合火箭试验场进行，该试验场最终将被改造为适合试验大型发动机的试验场。
为保障航空发动机的可靠性,要求精确测量发动机叶片不同界面处的内、外表面法线方向的厚度。为此,研究了一种基于ICT图像的叶片壁厚尺寸亚像素级精密测量方法。它采用边界提取技术确定叶片内、外表面法线的方向;应用亚像素级边界定位技术,在该法线方向,定位壁厚的起始边界点和终止边界点;然后,计算两个边界点坐标位置差,获得以像素为单位的壁厚尺寸;最后,对像素尺寸进行标定,获得以毫米为单位的壁厚尺寸。试验结果表明...
建立起动过程数学模型的主要困难在于缺少发动机低转速部件特性。提出一种逐级叠加与试验数据相结合的方法计算低转速部件特性,并综合考虑了燃烧室效率变化和部件的热惯性对起动过程的影响,成功地把发动机慢车以上的部件法建模应用到发动机起动过程的性能模拟。通过对某型涡轴发动机仿真结果与试验数据的对比表明,这种低转速部件特性的计算方法具有一定的精度,建立的起动模型可满足研究起动供油规律及估算起动性能的需要。