发动机推力销推力校准试验研究

为了实时测量发动机的推力,通过对发动机推力销进行应变改装,进而通过应变测量的方法来获得发动机推力。将应变测量的电信号转换成发动机的推力数据,需要通过地面推力校准试验来获得推力销的应变和推力的对应关系。首先对某发动机推力销进行三维数值仿真有限元计算,得到推力销的应变分布规律,筛选出应变片粘贴位置。然后对推力销进行三次实验室推力校准加载试验,得到推力校准曲线和方程,并对试验结果进行了数据处理和分析,得到的推力校准方程的线性度、重复度和精度都很好,完全满足实时测量发动机推力的需求。     

航空发动机试车台推力校准系统

介绍了发动机试车台推力校准系统的组成和校准方法、液压推力自动校准的工作原理,分析了试车台推力校准的滞后和不可重复性及推力测试中的误差分类、来源等。     

简化总推力方法(SGTM)的分析和改进研究

航空发动机飞行推力的确定是获得飞机极曲线的重要步骤。为了提出一种测量参数少、计算精度高、适合用于带有加力燃烧室的发动机的推力确定方法,本文对简化总推力计算模型进行改进,利用遗传算法和罚函数法,分析了修正因子的物理意义,对其进行二次优化,结合J85-GE-21发动机台架试验数据对此方法进行验证,将稳态试验数据与计算数据进行比较。结果表明,目标函数的相对误差明显降低,即本文提出的改进方案是有效的,可将其应用于飞行试验中去。     

姿控发动机试车台的设计

姿控发动机通过推力器控制推力,提高空间飞行器机动性能。推力性能测试是姿控发动机最重要的被测参数之一,其测量离不开推力测量试车台。针对姿控发动机推力性能测试要求,设计了姿控发动机试车台。为满足动态测试性能,机械结构采用Hyper Works分析并优化;为保证系统安全、稳定,测控系统采用labview的多重主/从嵌套模式搭建。测试结果表明,姿控发动机试车台不但能很好地满足姿控发动机推力性能测试的需求,而且其功能设计和良好的人机界面为姿控发动机的测试、改进提供了便利。     

基于推力销应变计改装的发动机推力测量方案与推力销校准试验研究

以发动机推力测量为目标需求,基于发动机推力销在飞机上的布局形式及安装状态,分析其受力状况,对于三点布局的发动机安装状态而言,左右两侧推力销各承受发动机50%的推力。在此基础上通过建模仿真得到不同类型作用力(推力重力)对不同位置切向应变的影响规律。在推力销上进行应变计改装组成推力测量电桥,并通过与推力校准试验结果对比分析,验证仿真计算的准确性,说明在推力销上进行应变计改装进行推力测量方法的可行性。     

航空发动机整机红外辐射特性台架试验方案研究

根据航空发动机整机红外辐射特性台架试验要求,给出了发动机整机红外辐射特性试验的测试场地规划,并介绍了红外辐射测量设备的工作原理和技术指标等。重点对红外辐射特性试验测试结果准确性的影响因素进行了分析,并提出了提高红外测试精度的相关措施。根据具体试验场地和环境,规划了开展航空发动机整机红外辐射台架试验的测试场地、现场校准、背景遮挡装置等具体的测试方案,为后续发动机红外辐射特性地面台架试验的开展奠定重要基础。     

航空发动机推力销水平推力校准试验技术研究

为了得到航空发动机推力与推力销应变输出之间的线性关系,利用自行研制的载荷标定试验设备,对推力销的推力进行了校准试验.分别利用剪力应变桥和弯矩应变桥的改装测试方式,通过施加不同的水平推力对推力销的应变输出进行测量,得到推力销应变计输出与载荷的关系,即可得到载荷标定方程.通过数据处理与线性拟合的结果表明,两种应变测量方法均具有良好的线性度和重复性,均可用于航空发动机车台试验的推力测量.     

基于响应曲面的悬臂支架设计优化

悬臂支架是露天试车台的重要组成部分,在发动机推力、自身重力、测量台架和发动机重力的作用下,为了保证发动机试验过程中参数测量的准确性,需对悬臂支架的变形量进行控制,消除悬臂支架变形量对参数测量的影响。在悬臂支架的方案设计中,利用仿真计算,结合实验设计方法对影响悬臂支架变形量的影响因子进行统计分析,确定悬臂支架的优化设计方案及悬臂支架变形量的传递函数,并对优化方案进行设计验证,保证方案设计的可靠性和合理性。     

航空发动机试车台推力测量中的温度影响

航空发动机在试车过程中,推力测量精度会受到温度、湿度、压力、振动、电磁场等因素的影响。其中,温度对推力测量的影响较大,会导致传感器测力不准、试车台架形变等问题。本文设计了多种工况下的推力测量试验,分析温度因素对试车台推力测量精度的影响。由结果可知,采用传感器双向预紧的高精测量组件和传感器保温形式,对试车台测力精度的提高有显著作用。     

某型混合排气涡扇发动机喷管特性计算方法研究

针对某型混合排气涡扇发动机,建立了其喷管特性的数值计算模型,并利用地面台架试验数据对该模型的可靠性进行了验证,流量系数与推力系数数值计算结果与台架试验结果最大偏差分别为0.97%和0.54%。提出了假想面积系数法,将混排发动机喷管进行了转化,建立了混排喷管理想推力与理想流量的可行性计算方法。在此计算方法基础上,通过数值计算得到了该型混排发动机喷管的流量系数与推力系数,并研究了其基本规律,比较了其与分排发动机喷管特性计算的不同,为该型发动机后续型号试飞中飞行推力的确定提供了技术基础。     

某卫星液体火箭发动机推力偏心测试技术研究

卫星火箭发动机推力矢量测试,是一项高新技术火箭测试技术.根据某卫星液体火箭发动机推力矢量的特点和测量要求,阐述了待测推力矢量参数的定义,然后对转台测试原理和计算方法进行了简单的介绍.     

Design, calibration and error analysis of a piezoelectric thrust dynamometer for small thrust liquid pulsed rocket engines

Small thrust liquid pulsed rocket engines operating in pulsed mode have gained a good reputation in attitude control applications for their potential reliability and efficiency. However, the pulsed characteristic creates a difficult measurement problem. In this paper, a novel thrust dynamometer with high natural frequency is developed for accurately measuring the pulsed thrust. It consists of two shear mode piezoelectric quartz crystal sensors and an integral shell. The sensors are inserted into unique double-elastic-half-ring grooves with an interference fit. Stiffness equations of the shell which are used to estimate the amount of interference are derived. The thrust dynamometer is calibrated both statically and dynamically. Static calibration uncertainty is evaluated. A trapezoidal impulse force is used to simulate the pulsed thrust for further characterizing the dynamic measurement performance of the thrust dynamometer. An evaluation algorithm of dynamic error is presented and used to evaluate the results of the dynamic simulation. The results show the thrust dynamometer has high sensitivity and natural frequency, good linearity and repeatability, and excellent dynamic performance. It can accurately trace trapezoidal thrust signal of 50 Hz without waveform distortion.     

基于涡轮导向器喉道流量函数法的发动机进口空气流量计算

发动机性能飞行试验中,关键因素之一是确定发动机进口空气流量。考虑到发动机空中性能确定是一个非常复杂的过程,在飞行试验中,应准备多种方案互为备份,以防止某一特定方案由于若干测量参数失效而无法使用。所以,本文参考和改进了应用于国外某大涵道比发动机的高压涡轮导向器喉道截面流量函数计算法,根据地面台架校准试验,获取基于小涵道比涡扇发动机的高压涡轮导向器喉道无量纲组合参数,将其应用到飞行试验中,利用能量守恒和流量守恒,即可得到发动机进口空气流量。计算结果显示,与Gasturb软件计算结果吻合度高。最后,进行了参数敏感性分析,确定出试验中测量需求精度高的参数,这对小涵道比发动机试飞以及性能确定有很重要的意义。     

光学压力测量校准研究

基于光学压力测量技术的基本原理,对自组建测量系统和ISSI成品化测量系统分别进行校准试验,经过对试验结果的对比,得到光学测压过程中图像采集系统的性能和设置会对试验结果有一定的影响,其采集的光强度和对干扰光的过滤是影响校准和处理精度的关键因素。所采集到的图像信噪比越大,获得的压敏涂料校准曲线斜率越大,线性度越好。     

浅析QR发动机动力性偏低原因及整改措施

从QR机型发动机台架实验动力性能与标定动力性能指标存在较大偏差的实际出发,分析了造成发动机动力性能偏低的主要原因,提出了整改方案,并做了进一步的台架实验验证,通过对实验数据的整理总结,从模具、加工、设计等方面,对影响发动机动力性能的相关零件进行了优化,最终完善了产品的动力性能。     

磨光法在固体火箭发动机推力信号处理中的应用

火箭发动机起爆后产生的推力是火箭类武器的关键参数,在火箭发动机研制和生产中需要测试。传统的数据处理方法由于采用人工判读,存在自动化程度低、测量误差大等缺点。依据GJB770-2005标准中固体火箭发动机静止实验法的有关规定,提出了一种推力曲线磨光算法,对推力离散数据进行曲线拟合,保证了求取曲线关键点的精度。经过对实测的数据进行仿真实验,证明设计的算法结果准确,一致性好,能够满足固体火箭发动机推力测量的需要。     

Uncertainty analysis and ANOVA for the measurement reliability estimation of altitude engine test

The altitude engine test is carried out to measure the performance of the engine of flight vehicle at the high altitude environment prior to the flight test. During the test, The measured pressures and temperatures at various positions, air flow rate, fuel flow rate, thrust of the engine are measured. These measured values are used to calculate the representative performance values such as the net thrust and the specific fuel consumption. Hence each of the measured parameter has effects on the total uncertainly of the performance values. In this paper, the combined standard uncertainties of the net thrust and the specific fuel consumption were estimated from the uncertainties of the various measured values. Also, by estimating the repeatability and the reproducibility, the confidence levels of the altitude engine test were validated by the analysis of variation on the repeated test data by different tester groups.     

车用柴油机高原性能模拟试验及性能提升策略

通过柴油机高原性能模拟试验,分析了柴油机的动力性、经济性随海拔高度的变化规律,以及高原环境对柴油机起动性能和热平衡性能的影响,提出了高原增压、供油系统调整及优化、低气压低温起动、热平衡控制、电控柴油机高原标定等提升车用柴油机高原性能的技术对策,为研究进一步提高柴油机的高原环境适应性提供了参考。     

某型舵机自动检测系统的设计

介绍了某型舵机自动测试系统的设计,该系统采用基于ATLAS716编译器和IVI驱动技术为核心的通用自动测试技术平台,利用力矩加载台、示波器、万用表等测试资源,实现了对舵机的自动检测。