涡扇发动机气动稳定性适航验证方法研究

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航空发动机气动失稳检测管路设计研究

收稿日期：２０２２－０５－１７基金项目：国家自然科学基金（５２１０５１１９）；中国博士后基金（２０２１Ｔ１４０５３９，２０２０Ｍ６７３３７８）引用格式：詹轲倚，刘有云，陈航，等．航空发动机气动失稳检测管路设计研究［Ｊ］．测控技术，２０２３，４２（７）：２９－３５．ＺＨＡＮＫＹ，ＬＩＵＹＹ，ＣＨＥＮＨ，ｅｔａｌ．ＤｅｓｉｇｎａｎｄＲｅｓｅａｒｃｈｏｆＡｅｒｏＥｎｇｉｎｅＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃＩｎｓｔａｂｉｌｉｔｙＤｅｔｅｃｔｉｏｎＰｉｐｅｌｉｎｅ［Ｊ］．Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ＆ＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０２３，４２（７）：２９－３５．航空发动机气动失稳检测管路设计研究詹轲倚１，２，刘有云３，陈　航１，耿　佳４（１．中国航发贵阳发动机设计研究所，贵州贵阳　５５００８１；２．清华大学航空发动机研究院，北京　１０００８９；３．空军装备部驻贵阳地区第二军事代表室，贵州贵阳　５５００８１；４．西安交通大学机械工程学院，陕西西安　７１００４９）摘要：为满足航空发动机旋转失速和喘振失稳信号的实时监测需求，探讨了试验测量和机载测量失稳判别信号测量方法，两种使用场景均须考虑测压管路响应频率。

分析了喘振和旋转失速过程中的压力脉动特征，喘振信号频率与发动机容腔大小相关，旋转失速信号频率与转子转速及叶片构型有关。

提出了失稳测量频率响应需求，建立了由管路和传感器容腔构成的测压系统单自由度二阶模型，研究了管路气动耦合频率与声速、管路长度、管路内径、传感器容腔的关系，根据工程经验给出了管路规格设计流程，提出的“四分之一波长法”对管路频率响应精度可控制在２％范围内，可在工程上实现快速估计。

当管路频率响应不满能足要求时，可通过减少管路长度的方式显著提升失稳测压系统频率。

关键词：航空发动机；失稳检测；管路；频率响应；设计流程中图分类号：Ｖ２３３．７文献标志码：Ａ文章编号：１０００－８８２９（２０２３）０７－００２９－０７ｄｏｉ：１０．１９７０８／ｊ．ｃｋｊｓ．２０２２．１０．３１１ＤｅｓｉｇｎａｎｄＲｅｓｅａｒｃｈｏｆＡｅｒｏＥｎｇｉｎｅＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃＩｎｓｔａｂｉｌｉｔｙＤｅｔｅｃｔｉｏｎＰｉｐｅｌｉｎｅＺＨＡＮＫｅｙｉ１牞２牞ＬＩＵＹｏｕｙｕｎ３牞ＣＨＥＮＨａｎｇ１牞ＧＥＮＧＪｉａ４牗１．ＡＥＣＣＧｕｉｙａｎｇＥｎｇｉｎｅＲｅｓｅａｒｃｈＩｎｓｔｉｔｕｔｅ牞Ｇｕｉｙａｎｇ５５００８１牞Ｃｈｉｎａ牷２．ＩｎｓｔｉｔｕｔｅｆｏｒＡｅｒｏＥｎｇｉｎｅ牞ＴｓｉｎｇｈｕａＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ牞Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００８９牞Ｃｈｉｎａ牷３．ＴｈｅＳｅｃｏｎｄＭｉｌｉｔａｒｙＲｅｒｅｓｅｎｔａｔｉｖｅＯｆｆｉｃｅｏｆＡｉｒＦｏｒｃｅＡｒｍａｍｅｎｔＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｉｎＧｕｉｙａｎｇ牞Ｇｕｉｙａｎｇ５５００８１牞Ｃｈｉｎａ牷４．ＳｃｈｏｏｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ牞ＸｉａｎＪｉａｏｔｏｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ牞Ｘｉａｎ７１００４９牞Ｃｈｉｎａ牘Ａｂｓｔｒａｃｔ牶Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｍｅｅｔｔｈｅｒｅａｌｔｉｍｅｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｏｆｔｈｅｒｏｔａｔｉｎｇｓｔａｌｌａｎｄｓｕｒｇｅｉｎｓｔａｂｉｌｉｔｙｓｉｇｎａｌｓｏｆａｅｒｏｅｎｇｉｎｅ牞ｔｈｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｍｅｔｈｏｄｓｏｆｔｅｓｔｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔａｎｄａｉｒｂｏｒｎｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｉｎｓｔａｂｉｌｉｔｙｄｉｓｃｒｉｍｉｎａｔｉｏｎｓｉｇｎａｌｓａｒｅｄｉｓｃｕｓｓｅｄ．Ｔｈｅｒｅｓｐｏｎｓｅｆｒｅｑｕｅｎｃｙｏｆｔｈｅｐｒｅｓｓｕｒｅｍｅａｓｕｒｉｎｇｐｉｐｅｌｉｎｅｍｕｓｔｂｅｃｏｎｓｉｄｅｒｅｄｉｎｂｏｔｈｕｓｅｓｃｅｎａｒｉｏｓ．Ｔｈｅｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｐｒｅｓｓｕｒｅｐｕｌｓａｔｉｏｎｉｎｔｈｅｐｒｏｃｅｓｓｏｆｓｕｒｇｅａｎｄｒｏｔａｔｉｎｇｓｔａｌｌａｒｅａｎａｌｙｚｅｄ．Ｔｈｅｆｒｅｑｕｅｎｃｙｏｆｓｕｒｇｅｓｉｇｎａｌｉｓｒｅｌａｔｅｄｔｏｔｈｅｓｉｚｅｏｆｅｎｇｉｎｅｃｈａｍｂｅｒ牞ａｎｄｔｈｅｆｒｅｑｕｅｎｃｙｏｆｒｏｔａｔｉｎｇｓｔａｌｌｓｉｇｎａｌｉｓｒｅｌａｔｅｄｔｏｒｏｔｏｒｓｐｅｅｄａｎｄｂｌａｄｅｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ．Ｔｈｅｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｆｏｒｆｒｅｑｕｅｎｃｙｒｅｓｐｏｎｓｅｏｆｉｎｓｔａｂｉｌｉｔｙｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔａｒｅｐｕｔｆｏｒｗａｒｄ．Ａｓｉｎｇｌｅｄｅｇｒｅｅｏｆｆｒｅｅｄｏｍｓｅｃｏｎｄｏｒｄｅｒｍｏｄｅｌｏｆｐｒｅｓｓｕｒｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓｙｓｔｅｍｃｏｎｓｉｓｔｉｎｇｏｆｐｉｐｅｌｉｎｅａｎｄｓｅｎｓｏｒｃｈａｍｂｅｒｉｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ．Ｔｈｅｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅｐｉｐｅｌｉｎｅａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｃｏｕｐｌｉｎｇｆｒｅｑｕｅｎｃｙａｎｄｓｏｕｎｄｖｅｌｏｃｉｔｙ牞ｐｉｐｅｌｉｎｅｌｅｎｇｔｈ牞ｐｉｐｅｌｉｎｅｉｎｎｅｒｄｉａｍｅｔｅｒ牞ｓｅｎｓｏｒｃｈａｍｂｅｒｉｓｓｔｕｄｉｅｄ．Ｔｈｅｐｉｐｅｌｉｎｅｓｐｅｃｉｆｉｃａｔｉｏｎｄｅｓｉｇｎｐｒｏｃｅｓｓｉｓｇｉｖｅｎａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇｅｘｐｅｒｉｅｎｃｅ．Ｔｈｅｐｒｏｐｏｓｅｄｑｕａｒｔｅｒｗａｖｅｌｅｎｇｔｈｍｅｔｈｏｄｃａｎｃｏｎｔｒｏｌｔｈｅａｃｃｕｒａｃｙｏｆｐｉｐｅｌｉｎｅｆｒｅｑｕｅｎｃｙｒｅｓｐｏｎｓｅｗｉｔｈｉｎ２％牞ｉｔｃａｎｒｅａｌｉｚｅｆａｓｔｅｓｔｉｍａｔｉｏｎｉｎｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ．Ｗｈｅｎｔｈｅｆｒｅｑｕｅｎｃｙｒｅｓｐｏｎｓｅｏｆｔｈｅｐｉｐｅｌｉｎｅｉｓｎｏｔｓｕｆｆｉｃｉｅｎｔ牞ｔｈｅｆｒｅｑｕｅｎｃｙｏｆｔｈｅｕｎｓｔａｂｌｅｐｒｅｓｓｕｒｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓｙｓｔｅｍｃａｎｂｅｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｔｌｙｉｎｃｒｅａｓｅｄｂｙｒｅｄｕｃｉｎｇｔｈｅｌｅｎｇｔｈｏｆｔｈｅｐｉｐｅｌｉｎｅ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ牶ａｅｒｏｅｎｇｉｎｅ牷ｉｎｓｔａｂｉｌｉｔｙｄｅｔｅｃｔｉｏｎ牷ｐｉｐｅｌｉｎｅ牷ｆｒｅｑｕｅｎｃｙｒｅｓｐｏｎｓｅ牷ｄｅｓｉｇｎｐｒｏｃｅｓｓ航空发动机失稳通常可分为失速和喘振［１］，失速分为叶片失速和旋转失速。

航空发动机风车不平衡适航符合性验证

关键词：持续转动；风车不平衡；不平衡量；机体结构模型；发动机结构模型；地面振动试验；风扇叶片脱落试验
中图分类号：Ｖ２３文献标识码：Ａｄｏｉ：ｌ０．１３４７７￣．ｃｎｋｉ．ａｅｒｏｅｎｇｉｎｅ．２０１６．０６．０１５
ａｎａｌｙｚｅｄｉｎｄｅｔａｉｌｓａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏＦＡＲ２５．３６２ｗｈｉｃｈｗａｓｉｓｓｕｅｄｂｙＦｅｄｅｒａｌＡｖｉａｔｉｏｎＡｄｍｉｎｉｓｔｒａｔｉｏｎｉｎａｍｅｎｄｍｅｎｔ２５ —１４１．Ａｃｏｍｐｌｉａｎｃｅｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｉｏｎｃｉｒｔｅｉｒｏｎｗａｓｏｂｔａｉｎｅｄｔｈｒｏｕｇｈｓｔａｔｉｓｔｉｃａｌａｎａｌｙｓｉｓｏｆｓｅｒｖｉｃｅｄａｔａ．Ｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｉｍｂａｌａｎｃｅｄｅｓｉｇｎｒａｆｃｔｉｏｎｅｑｕａｌｓｔｏ１．０ｃｏｍｂｉｎｅｄｗｉｔｈｗｉｎｄｍｉｌｌｉｎｇｔｉｍｅｅｑｕａｌｓｔｏ１ｈｏｕｒａｎｄｉｍｂａｌａｎｃｅｄｅｓｉｇｎｆｒａｃｔｉｏｎｅｑｕａｌｓｔｏ１．０ｃｏｍｂｉｎｅｄｗｉｔｈｗｉｎｄｍｉｌｌｉｎｇｔｉｍｅｌｅｓｓｔｈａｎ３ｈｏｕｒｓｍｅｅｔｔｈｅｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｏｆｓａｆｅｔｙｔａｒｇｅｔｓ．Ｂａｓｅｄｏｎｔｈｅｓｅｔｗｏｃｒｉｔｅｒｉａ，ｃｏｍｐｌｉａｎｃｅｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｉｏｎｓｈｏｕｌｄｂｅｃａｒｒｉｅｄｏｕｔｆｒｏｍｉｆｖｅａｓｐｅｃｔｓｉｎｃｌｕｄｉｎｇｌｏａｄｓ，ｓｔｒｅｎｇｔｈ，ｄｕｒａｂｉｌｉｔｙ，ｓｙｓｔｅｍｉｎｔｅｇｒｉｔｙａｎｄｈｕｍａｎｆａｃｔｏｒｓ．Ａｃｏｍｐｌｅｔｅｉｎｔｅｇｒａｔｅｄａｉｒｆｒａｍｅａｎｄｅｎｇｉｎｅａｎａｌｙｔｉｃａｌｍｏｄｅｌｏｒｆｃｏｍｐｌｉａｎｃｅｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｉｏｎａｒｅａｃｃｅｐｔａｂｌｅ．Ａｉｒｆｒａｍｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅｍｏｄｅｌｓｈｏｕｌｄｂｅｖａｌｉｄａｔｅｄｂｙｇｒｏｕｎｄｖｉｂｒａｔｉｏｎｔｅｓｔａｎｄｅｎｇｉｎｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅｍｏｄｅｌｓｈｏｕｌｄｂｅｖａｌｉｄａｔｅｄｂｙｆａｎｂｌａｄｅｏｆｔｅｓｔ．

低雷诺数对某型涡扇发动机稳定性影响及扩稳调节规律分析研究

对双转子混排涡扇发动机，除了调节高压转速，１２外，常用的调节参数还有低压换算转速元。。（低压转速１１）、尾喷管喉道面积Ａ。和涡轮前温度巧等∞－７】。４．１ｎｌ。＝ｃｏｒｏｔ调节规律
从表２可以看出：保持低压转子较低的换算转速，可以使风扇的稳定裕度明显增大，而高压压气机的稳定裕度变化并不大，所以低压换算转速减小，对风扇压气机稳定裕度的贡献是主要的，对发动机整机稳定性的提高有重要意义。４．２放大喷管面积
Ｔａｂｋ１ＴｈｅｅｆｆｅｃｔｏｆＲｅｙｎｏｌｄｓｎｕｍｂｅｒ∞ｔｕｒｂｏ如ｅｎｇｉｎｅｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ
（１ｔ＝２０ｋｍ）
Ｍａ＝０．５Ｍａ＝０．６Ｍｎ＝０．７Ｍａ＝０．８Ｍａ＝０．９
风扇进口雷诺数９．８２６ｅ４１．０１９ｅ５１．０６４０５Ｉ．１１７ｅ５１．１７８ｅ５
第３２卷
第１期
２０ｌＯ年２月９４—９５页
世界科技研究与发展
ＷＯＲＬＤＳ：ＣＩ－ＴＥＣＨＲ＆Ｄ
Ｖ０１．３２Ｆｅｂ．２０ｌＯ
Ｎｏ．１ｐｐ．９４—９５
低雷诺数对某型涡扇发动机稳定性影响及扩稳调节规律分析研究
马晓峰（海军驻西安地区航空军事代表室，西安７１００２１）
摘要：在高空、低速飞行时，雷诺数对发动机性能和稳定性有较大的影响。本文计算分析了飞行高度Ｈ＝２０ｋｍ、飞行速度Ｍａ＝
高压稳定裕度
１０．８５％１０．６％１０．４％１０．２％９．８８％
发动机耗油量（相对值）０．９７６６０．９６１００．９４５７０．９３１２０．９１７３
发动机耗油率（相对值）１．０００１．０００１．００１１．００２１．００４
发动机推力（相时值）０．９７６３０．９６０４０．９４４６０．９２８９０．９１３４

航空器的气动性能优化与测试

航空器的气动性能优化与测试在现代航空领域，航空器的气动性能优化与测试是确保飞行安全、提高飞行效率和性能的关键环节。

从商用客机到军用战斗机，从轻型通用飞机到大型运输机，每一种航空器的设计和研发都离不开对其气动性能的精心优化和严格测试。

气动性能，简单来说，就是航空器在空气中运动时所受到的各种力和力矩的特性。

这些力和力矩包括升力、阻力、推力、俯仰力矩、滚转力矩和偏航力矩等。

它们直接影响着航空器的飞行速度、高度、航程、机动性、稳定性和操纵性等重要性能指标。

因此，优化航空器的气动性能对于提高其整体性能和竞争力具有至关重要的意义。

那么，如何优化航空器的气动性能呢？这需要从多个方面入手。

首先，外形设计是关键。

航空器的外形，包括机翼、机身、尾翼等部件的形状和尺寸，对气动性能有着决定性的影响。

例如，机翼的翼型、展弦比、后掠角等参数的选择，直接关系到升力和阻力的大小。

通过采用先进的空气动力学理论和计算方法，结合风洞试验和飞行试验的数据，设计师们可以不断优化航空器的外形，以达到最佳的气动性能。

其次，表面光滑度也不容忽视。

航空器表面的微小粗糙度和不平整度会增加空气的摩擦阻力，从而降低气动性能。

因此，在制造过程中，需要采用高精度的加工工艺和表面处理技术，确保航空器表面的光滑度。

再者，减少干扰也是优化气动性能的重要手段。

例如，减少机翼与机身之间、发动机短舱与机翼之间的干扰，可以降低阻力，提高升力。

此外，合理设计航空器的进气道和排气道，也可以减少气流的紊乱和能量损失。

在优化气动性能的过程中，计算流体力学（CFD）技术发挥了重要作用。

CFD 可以通过数值模拟的方法，预测航空器在不同飞行条件下的流场分布和气动特性，为设计提供有力的支持。

与传统的风洞试验相比，CFD 具有成本低、周期短、可重复性好等优点。

然而，CFD 也存在一定的局限性，例如对复杂流动现象的模拟精度不够高，因此风洞试验仍然是不可或缺的。

风洞试验是航空器气动性能测试的重要手段之一。

浅析民用航空发动机系统和部件适航符合性表明方法

浅析民用航空发动机系统和部件适航符合性表明方法摘要：民用航空发动机适航取证过程中，系统和部件适航符合性验证是局方重点关注的过程之一，依据《航空发动机适航规定》（CCAR-33R2）33.91发动机系统和部件试验条款要求，并结合目前国内已开展的航空发动机适航取证经验，梳理出民用航空发动机成附件适航符合性验证方法，对新研取证的航空发动机部件和系统表明符合性工作的开展，提供一种局方可接受的符合性验证方法。

关键词：民用航空发动机部件系统适航符合性验证1.适航条款解析及验证参照标准《航空发动机适航规定》【1】（CCAR-33R2）33.91发动机系统和部件试验条款，是针对部件试验验证的专项条款，其实质是要求申请人对系统或部件所声明的环境和运行条件进行充分验证，以表明这些系统或部件在所有已声明的环境和运行条件下能可靠地完成预定功能；验证可在33部其他条款中进行，也可以在33.91条款中进行；对于未在33部其他条款中充分验证的系统或部件，申请人应在33.91条款中开展附加的验证。

美国航空无线电技术委员会（RTCA）颁布的标准RTCA DO160《机载设备环境条件和试验方法》【2】，是美国航空联邦局（FAA）、欧洲航空安全局（EASA）和中国民用航空局（CAAC）对民用航空部件试验考核的主要依据。

RTCA 虽然不是美国政府的一个官方机构，但RTCA所提出的建议经常被用作政府和私营企业决策的依据，也是联邦航空局(FAA)许多技术标准指令的基础。

1.符合性验证对象及符合性验证方法符合性验证是指采用各种验证手段,以验证的结果证明所验证的对象是否满足民用发动机适航条例的要求,检查验证对象与适航条例的符合程度,它贯穿民用发动机研制的全过程。

适航符合性验证的基础就是审定基础,即民用发动机型号设计适用的适航条款(包括豁免条款的考虑)以及为该型号设计增加的专用条件。

在民用发动机型号审查过程中,为了获得所需的证据资料以向审查方表明产品对于适航条款的符合性,需要采用不同的方法进行说明和验证,这些方法统称为符合性验证方法。

航空发动机的稳定性分析研究

航空发动机的稳定性分析研究1. 简介航空发动机是飞机的核心部件，它的稳定性关系到飞机的飞行安全。

本文主要介绍航空发动机的稳定性分析研究。

首先介绍航空发动机的类型和结构，然后讨论影响航空发动机稳定性的因素，接着分析航空发动机的稳定性，最后介绍常用的提高航空发动机稳定性的方法。

2. 航空发动机类型和结构航空发动机可以根据燃料类型、推力和功率等多种因素进行分类。

常用的航空发动机类型包括涡轮喷气发动机、涡扇发动机、涡桨发动机等。

航空发动机的结构包括压气机、燃烧室、涡轮等组成部分。

其中压气机是航空发动机的关键部件之一，负责将空气压缩，提高发动机的效率和推力。

燃烧室则是将燃料和氧气混合并燃烧，释放出热能。

涡轮则根据燃气推动涡轮旋转，从而带动飞机飞行。

3. 影响航空发动机稳定性的因素影响航空发动机稳定性的因素很多，其中包括燃料质量、引擎转速、空气流量、发动机结构等。

燃料质量是影响航空发动机稳定性的重要因素之一，如果燃料质量不稳定，将会导致燃烧不足或过度，从而影响飞机的飞行。

引擎转速也是影响航空发动机稳定性的重要因素，如果转速过高或过低，都会导致发动机失去平衡，从而影响飞机的飞行。

空气流量则是影响航空发动机稳定性的另一个重要因素，如果空气流量不稳定，会导致发动机的动力不足或过剩，从而影响飞机的飞行。

4. 航空发动机的稳定性航空发动机的稳定性是指发动机在工作时保持平衡状态的能力，这是保证发动机正常工作的重要指标。

航空发动机的稳定性影响因素很多，不同的因素会对发动机的稳定性产生不同程度的影响。

例如，当空气流量过大时，会导致发动机过热，从而影响稳定性；当引擎转速过高时，也会导致发动机过热，从而影响稳定性。

因此，保持航空发动机的稳定性是非常重要的，这可以提高飞机的飞行安全和性能。

5. 提高航空发动机稳定性的方法为了提高航空发动机的稳定性，可以采取多种方法。

首先要确保燃料质量的稳定，对燃油进行严格的检验和筛选，避免使用异常质量的燃油。

航空涡轮风扇发动机试验技术与方法-概述说明以及解释

航空涡轮风扇发动机试验技术与方法-概述说明以及解释1.引言1.1 概述概述：航空涡轮风扇发动机是现代飞机的重要动力装置，其性能直接影响着飞机的运行效率和安全性。

为了确保发动机在各种工况下的可靠性和性能表现，需要进行一系列的试验验证。

本文将对航空涡轮风扇发动机试验技术与方法进行深入探讨，旨在为发动机试验工程师提供一些有益的指导和建议。

通过对试验概述、技术方法以及数据分析等方面的讨论，希望能够更好地了解和掌握航空涡轮风扇发动机试验的要点，为发动机性能优化和改进提供有力支持。

文章结构如下：1. 引言1.1 概述1.2 文章结构1.3 目的2. 正文2.1 航空涡轮风扇发动机试验概述2.2 试验技术与方法2.3 试验过程与数据分析3. 结论3.1 总结试验技术与方法的重要性3.2 展望未来发展方向3.3 结论每个部分将详细探讨相关内容，并基于实际案例和数据进行分析与总结。

文章将呈现出对航空涡轮风扇发动机试验技术与方法的全面介绍和深入探讨。

1.3 目的：本文的目的是通过深入分析航空涡轮风扇发动机试验技术与方法，探讨其在航空领域中的重要性和应用。

通过详细介绍发动机试验的概述、技术与方法以及试验过程与数据分析，旨在帮助读者深入了解航空涡轮风扇发动机试验的关键环节和技术要点，为相关研究和实践提供参考和指导。

同时，本文还将总结试验技术与方法的重要性，展望未来的发展方向，以及得出结论，为相关领域的研究和实践提供有益的帮助和启示。

通过该文，我们可以更好地认识和掌握航空涡轮风扇发动机试验领域的最新进展和趋势，为航空工程技术的快速发展和进步作出贡献。

2.正文2.1 航空涡轮风扇发动机试验概述航空涡轮风扇发动机是飞机上常用的动力装置，其性能直接关系到飞机的飞行效率和安全。

为了确保发动机的可靠性和性能达到设计要求，必须进行严格的试验验证。

航空涡轮风扇发动机试验通常包括地面试验和飞机试飞两个部分。

在地面试验阶段，通过在发动机测试台上进行各种静态和动态试验，来评估发动机的性能参数，包括推力、油耗、振动等。

进气加温模拟装置对涡扇发动机进气流场稳定性影响试验

收稿日期：2022-03-23基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：柳国印（1991），男，工程师。

引用格式：柳国印，高磊，陈彦峰，等.进气加温模拟装置对涡扇发动机进气流场稳定性影响试验[J].航空发动机，2023，49（6）：143-149.LIU Guoyin ，GAO Lei ，CHEN Yanfeng ，et al.Experimental study on the influence of inlet heating simulator on the stability of inlet flow field of turbofan engine[J].Aeroen⁃gine ，2023，49（6）：143-149.航空发动机Aeroengine进气加温模拟装置对涡扇发动机进气流场稳定性影响试验柳国印，高磊，陈彦峰，桑则林，刘作宏，白楚枫（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015）摘要：为分析新设计的进气加温模拟装置对涡扇发动机进气流场稳定性的影响，对试验设备、测试方案、进气流场的稳定性评估方法和试验方案进行设计研究。

通过开展气源供气温度、供气流量和发动机状态多因素匹配工况下涡扇发动机与进气加温模拟装置的联合试验，确定发动机进口气流稳定性指标的最高值。

对不同试验工况数据进行计算分析，结果表明：进气加温模拟的稳压进气道对发动机进口压力场影响较小，发动机状态稳定时进口温度场只有1个高温区，T 1升高以及发动机状态提高，温度场及压力场不稳定性增大，多工况下发动机温场周向不均匀度最大为0.6907%，压力场周向畸变指数最大为0.0187%。

进气加温模拟装置条件下，发动机压力场和温度场稳定性情况满足发动机试验要求，可为后续开展发动机进气加温试验提供参考。

关键词：涡扇发动机；进气加温模拟装置；进气流场稳定性；试验中图分类号：V235.1文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.06.022Experimental Study on the Influence of Inlet Heating Simulator on the Stability of InletFlow Field of Turbofan EngineLIU Guo-yin ，GAO Lei ，CHEN Yan-feng ，SANG Ze-lin ，LIU Zuo-hong ，BAI Chu-feng（AECC Shenyang Engine Research Institute ，Shenyang 110015，China ）Abstract ：In order to study the influence of the newly designed inlet heating simulator on the inlet flow field stability of a turbofan en⁃gine,the test equipment,instrumentation scheme,inlet flow field stability evaluation method and test scheme were designed and studied.By conducting joint tests of the turbofan engine and the intake heating simulator under the condition of multi-factor matching of air supply temperature,air supply flow rate and engine state,the maximum value of the engine inlet airflow stability index was determined.Through calculation and analysis of the data under different test conditions,the results show that the stabilized inlet of the inlet heating simulator has little influence on the pressure field at the inlet of the engine.When the engine is stable,there is only one high-temperature zone in the inlet temperature field.The instability of the temperature field and pressure field increases with the increase of T1and the increase of en⁃gine state.The maximum circumferential temperature distortion is 0.6907%,and the maximum circumferential pressure distortion index is 0.0187%.The stability of the engine pressure field and temperature field meet the requirements of the engine test under the condition of in⁃let heating simulator,which can provide a reference for subsequent engine inlet heating tests.Key words ：turbofan engine;inlet heating simulator;stability of inlet flow field;test第49卷第6期2023年12月Vol.49No.6Dec.20230引言在地面试车台上，仅模拟高速飞行时发动机进口空气温度，而不模拟其他条件的试车，称为进口空气加温试车，本文简称“进气加温”。

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涡扇发动机气动稳定性适航验证方法研究
涡扇发动机是现代航空发动机的主流，其气动稳定性对于保证飞机飞行安全非常重要。

研究涡扇发动机的气动稳定性适航验证方法具有重要的理论和实践意义。

可以通过理论分析和数值模拟的方法研究涡扇发动机的气动稳定性。

理论分析可以从
发动机的气动原理和基本参数入手，推导出涡扇发动机的气动稳定性方程。

然后，根据方程，采用数值模拟的方法进行计算，得到发动机在不同飞行工况下的气动稳定性指标，如
自由振荡频率、阻尼比等。

通过对这些指标的分析，可以评估涡扇发动机的气动稳定性，
并为设计师提供参考。

可以通过试验的方法验证涡扇发动机的气动稳定性。

试验方法可以包括风洞试验和实
际飞行试验。

风洞试验可以在仿真真实飞行环境的条件下，通过测量涡扇发动机的气动稳
定性参数，来评估其气动稳定性。

而实际飞行试验则可以直接测量发动机在实际飞行中的
振动和振源响应特性，从而验证其气动稳定性。

这些试验数据可以为发动机设计和改进提
供重要参考。

还可以通过数值仿真和试验相结合的方法，研究涡扇发动机的气动稳定性适航验证方法。

数值仿真可以提供大量的稳定性数据，通过与试验数据进行对比，可以验证计算结果
的准确性和可靠性。

利用数值仿真还可以进行参数敏感性分析，研究涡扇发动机的气动稳
定性对不同参数的影响，为发动机设计和改进提供指导。

涡扇发动机的气动稳定性适航验证方法研究是一个系统的工程，需要综合运用理论分析、数值模拟和试验等方法，并结合实际情况进行研究。

通过研究涡扇发动机的气动稳定
性适航验证方法，可以提高发动机的安全性和可靠性，促进航空工业的发展。