CN105424309A - 一种单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台 - Google Patents

一种单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台 Download PDF

Info

Publication number
CN105424309A
CN105424309A CN201510736581.XA CN201510736581A CN105424309A CN 105424309 A CN105424309 A CN 105424309A CN 201510736581 A CN201510736581 A CN 201510736581A CN 105424309 A CN105424309 A CN 105424309A
Authority
CN
China
Prior art keywords
section
dynamic
flow
air
measuring
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201510736581.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN105424309B (zh
Inventor
王志强
屠宝锋
胡骏
严伟
刘佳鑫
李骏
单茗溪
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN201510736581.XA priority Critical patent/CN105424309B/zh
Publication of CN105424309A publication Critical patent/CN105424309A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105424309B publication Critical patent/CN105424309B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明公开了一种单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台，主要包括大功率离心风机、扩张段、稳定段、收缩段和试验段五部分，离心风机作为气源为试验段提供连续且稳定的气流，从离心风机流出的气流首先经过扩张段扩张后流入稳定段，再经过收缩段收缩后流入试验段，最后排出。本方法，在变循环发动机的设计阶段就可以开展模式转换过程中气流动态响应规律的研究，获得发动机模式转换过程中的气流参数动态变化规律。

Description

一种单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台
技术领域
本发明涉及一种适用于研究变循环燃气涡轮发动机单/双涵道模式转换过程中气流动态响应的试验台及试验方法，属于航空发动机以及流体参数测量技术领域。
背景技术
近年来，集涡扇发动机和涡喷发动机优势于一身的变循环发动机逐渐显示出其优越性和潜力，成为在新一轮航空发动机竞赛中世界各国都致力研究的关键技术。单/双涵道变循环发动机的工作模式由其模式选择阀门的开度直接决定。在模式选择阀门开度变化的动态过程中，内、外涵流量以及涵道比在很短的时间内发生变化，进而引起风扇、核心机驱动风扇级和高压压气机工作点的变化。如果调节不当，极有可能导致压缩部件的工作点穿过稳定边界，引起发动机失稳。因此，研究变循环发动机单/双涵道模式转换动态过程中，阀门调节参数对下游流场的影响显得十分必要。
目前，关于变循环发动机模式转换的研究，多着重于稳态研究，分析在不同的模式选择阀门开度下发动机的稳态工作点。然而，模式转换是一类动态过程，在这一过程中，由于存在着气动参数响应的滞后，内、外涵流量以及涵道比随时间的变化规律与稳态时是不同的。因此，采用稳态方法是不可能准确掌握在这一过程中气流的动态变化规律，不能用于指导变循环发动机模式转换规律的设计。即使采用全三维非定常数值模拟技术开展此类研究，也由于受模拟精度的限制(如湍流模型、网格类型、网格量、截断误差等)，导致计算结果的可信度不高。
为了研究变循环发动机单/双涵道模式转换过程中，气流参数的动态响应规律，也可以直接在真实发动机上开展试验研究。但是这种方法，存在以下几方面的不足之处：
(1)风险大：直接在发动机上开展此类研究，存在着巨大的风险，在没有掌握气流动态响应规律的情况下，可能会导致模式转换规律设置不当，进而导致发动机在试验过程中发生喘振等不稳定现象，从而严重威胁发动机试验件、试验台以及试验人员的安全。
(2)成本高：发动机试验需要消耗大量的人力、物力，如果所有类似的问题都要通过发动机试验才能研究，必然是发动机研制所承受不起的。
(3)研究周期长：若要通过发动机试验来研究此类问题，必须要等发动机设计、加工完成之后才能开展，这必然导致研究周期很长。
(4)测量数据不丰富：由于受发动机本身的结构限制，在发动机上无法安装足够多的探针和传感器，所以获得的数据不可能十分丰富。
因需要一种新的技术方案来解决上述问题。
发明内容
发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台及试验方法，在变循环发动机的设计阶段就可以开展模式转换过程中气流动态响应规律的研究，获得发动机模式转换过程中的气流参数动态变化规律。
技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台，主要包括大功率离心风机、扩张段、稳定段、收缩段和试验段五部分，离心风机作为气源为试验段提供连续且稳定的气流，从离心风机流出的气流首先经过扩张段扩张后流入稳定段，再经过收缩段收缩后流入试验段，最后排出；
试验段主要包括进口测量段、模式转换段和出口测量段三部分；在模式转换段安装有叶片式模式选择阀门，通过快速动作筒驱动叶片式模式选择阀门收缩或向内撑开；在出口测量段内部设置有一个中间机匣，通过中间机匣将出口测量段分为内涵测量段和外涵测量段，在内涵测量段中心设置有一个中心锥体，通过中心锥体将内涵测量段变成一环形收缩通道，通过内涵测量段将外涵测量段变成一环形直通道；中心锥体的设置用于模拟发动机内涵道的流道形式，通过更换不同的中心锥体可以模拟不同的流道形式；
当叶片式模式选择阀门收缩时，叶片式模式选择阀门的叶片贴合模式转换段壁面，叶片对气流无阻挡，气流同时从外涵测量段和内涵测量段排出，试验台工作在双涵道模式；当叶片式模式选择阀门向内撑开时，叶片式模式选择阀门的叶片遮挡住外涵测量段的进口，叶片对气流有阻挡，气流仅从内涵测量段排出，试验台工作在单涵道模式；在外涵测量段出口设置环形锥阀，通过快速动作筒驱动环形锥阀的开度；在双涵道模式下，内涵测量段和外涵测量段流量比的调整可以通过环形锥阀开度的调整实现，即涵道比的改变通过环形锥阀开度的调整实现；因此，该试验台还可以研究不同涵道比情况下，单/双涵道模式转换过程中，内、外涵道中气流参数的动态响应规律；
在进口测量段的进口截面位置布置有稳态总压探针、动态总压探针、稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点，通过所述稳态总压探针、动态总压探针、稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点测量试验段进口的瞬时气流状态；
在内涵测量段的进口截面位置布置有稳态总压探针、动态总压探针、稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点，通过所述稳态总压探针、动态总压探针、稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点测量内涵测量段进口的瞬时气流状态；
在内涵测量段内沿轴向均匀布置两个以上稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点，通过所述稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点测量在模式转换过程中，不同轴向位置处的气流动态变化；
在外涵测量段内沿轴向均匀布置两个以上稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点，通过所述稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点测量在模式转换过程中，不同轴向位置处的气流动态变化。
优选的，在离心风机和扩张段之间安装电动阀门，通过控制电动阀门的开度改变流入扩张段的气流流量，从而达到改变流入试验段气流流量的目的。
优选的，在稳定段中安装有蜂窝整流器和金属整流网，通过蜂窝整流器和金属整流网改变稳定段内的气流湍流度，从而达到改善流场品质的目的。
优选的，收缩段的型线采用双三次曲线设计，从而确保流场品质。
优选的，叶片式模式选择阀门包括一组主动叶片和一组被动叶片，主动叶片和被动叶片沿周向交错排列，所有主动叶片和被动叶片均安装在叶片支撑环上，每片主动叶片通过一组动力连杆与联动环相连，联动环与快速动作筒相连；快速动作筒的伸缩带动联动环移动，联动环的移动带动动力连杆运动，动力连杆的运动带动主动叶片收缩或向内撑开，主动叶片的收缩或向内撑开带动被动叶片收缩或向内撑开，即快速动作筒的伸缩带动所有主动叶片和被动叶片同时发生收缩或向内撑开。
优选的，中间机匣的前缘设计为鼓包型，可以起到减小流动分离、降低流动损失、改善流场品质的作用。
使用本案的单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台，试验方法如下：首先，打开离心风机，通过调节电动阀门，使试验段进口流量达到规定状态；然后，根据设定的叶片式模式选择阀门收缩或向内撑开时间，快速地收缩或向内撑开叶片式模式选择阀门，实时采集这一过程中的各个测点数据，获得叶片式模式选择阀门在不同开关速率下的气流参数动态响应规律。此外，还可以调节外涵出口位置环形锥阀的开度，重复上一步的测量过程，获得不同涵道比情况下，气流参数的动态变化过程。
有益效果：本发明提供的单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台，与目前已有的技术比较有以下优点：1、在变循环发动机的设计阶段就可以开展模式转换过程中气流动态响应规律的研究，详细地获得发动机模式转换过程中的气流参数动态变化规律，较已有技术明显提前；2、与在发动机上直接开展此类研究相比明显节约了试验费用、缩短了试验周期，同时也大大降低了试验风险，而且所能获得的数据也更为丰富；3、与数值模拟结果相比，试验结果的可信度更高。
附图说明
图1为试验台总体结构图；
图2为试验件总体结构图；
图3为试验件测点分布示意图，3(a)为整体图，3(b)为A-A截面图，3(c)为B-B截面图；
图4为叶片式模式选择阀门打开状态三视图；
图5为叶片式模式选择阀门关闭状态三视图；
图6为中间机匣鼓包型前缘细节图；
图7为中间机匣常规平直前缘细节图；
图8为中间机匣鼓包型前缘与常规平直前缘时流场数值模拟结果。
图中标号名称：1、离心风机，2、电动阀门，3、扩张段，4、蜂窝整流器，5、金属整流网，6、稳定段，7、收缩段，8、试验段，9、进口测量段，10、模式转换段，11、快速作动筒，12、叶片式模式选择阀门，13、出口测量段，14、环形锥阀，15、中心锥体，16、中间机匣，17、动力连杆，18、联动环，19、叶片支撑环，20、主动叶片，21、被动叶片。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
如图1和图2所示为一种适用于研究变循环燃气涡轮发动机模式转换过程中气流动态响应的试验台，主要包括离心风机1、扩张段3、稳定段6、收缩段7和试验段8五部分，离心风机1作为气源为试验段8提供连续且稳定的气流，从离心风机1流出的气流首先经过扩张段3扩张后流入稳定段6，再经过收缩段7收缩后流入试验段8，最后排出。
如图1所示，在离心风机1和扩张段3之间安装电动阀门2，通过控制电动阀门2的开度改变流入扩张段3的气流流量，从而改变流入试验段8的气流流量；在稳定段6中安装有蜂窝整流器4和金属整流网5，通过蜂窝整流器4和金属整流网5改变流入稳定段6内的气流湍流度，从而改善气流场品质；收缩段7的型线采用双三次曲线设计，从而确保气流场品质。
如图2所示，试验段8主要包括进口测量段9、模式转换段10和出口测量段13三部分；在模式转换段10安装有叶片式模式选择阀门12，通过快速动作筒11驱动叶片式模式选择阀门12收缩或向内撑开(叶片式模式选择阀门12收缩或向内撑开的最快时间可控制在0.5秒之内)；在出口测量段13内部设置有一个中间机匣16，通过中间机匣16将出口测量段13分为内涵测量段和外涵测量段，在内涵测量段中心设置有一个中心锥体15，通过中心锥体15将内涵测量段变成一环形收缩通道，通过内涵测量段将外涵测量段变成一环形直通道。
如图3所示，在进口测量段9的进口截面位置布置有稳态总压探针、动态总压探针、稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点，通过所述稳态总压探针、动态总压探针、稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点测量试验段8进口的瞬时气流状态。
如图3所示，在内涵测量段的进口截面位置布置有稳态总压探针、动态总压探针、稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点，通过所述稳态总压探针、动态总压探针、稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点测量内涵测量段进口的瞬时气流状态。
如图3所示，在内涵测量段内沿轴向均匀布置五个稳态壁面静压测点和五个动态壁面静压测点，通过所述稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点测量在模式转换过程中，不同轴向位置处的气流动态变化。
如图3所示，在外涵测量段内沿轴向均匀布置三个稳态壁面静压测点和三个动态壁面静压测点，通过所述稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点测量在模式转换过程中，不同轴向位置处的气流动态变化。
如图4和图5所示，当叶片式模式选择阀门12收缩时，叶片式模式选择阀门12的叶片贴合模式转换段10壁面，叶片对气流无阻挡，气流同时从外涵测量段和内涵测量段排出，试验台工作在双涵道模式；当叶片式模式选择阀门12向内撑开时，叶片式模式选择阀门12的叶片遮挡住外涵测量段的进口，叶片对气流有阻挡，气流仅从内涵测量段排出，试验台工作在单涵道模式；在外涵测量段出口设置环形锥阀14，通过快速动作筒驱动环形锥阀14的开度。
如图4和图5所示，叶片式模式选择阀门12包括十片主动叶片20和十片被动叶片21，主动叶片20和被动叶片21沿周向交错排列，所有主动叶片20和被动叶片21均安装在叶片支撑环19上，每片主动叶片20通过一组动力连杆17与联动环18相连，联动环18与快速动作筒11相连。
如图6和图7所示，中间机匣16的前缘设计为鼓包型；图8给出了全三维数值模拟计算得到的中间机匣16不同前缘形式情况下，试验段8内、外涵测量段进口处的总压恢复系数分布云图。图8中左侧是鼓包型前缘的计算结果，右侧是常规平直前缘的计算结果。从图8中可以看出，与常规平直前缘相比，中间机匣16采用鼓包型前缘后，内涵流道内的总压损失明显减小，总压分布更为均匀。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台，其特征在于：主要包括离心风机(1)、扩张段(3)、稳定段(6)、收缩段(7)和试验段(8)五部分，离心风机(1)作为气源为试验段(8)提供连续且稳定的气流，从离心风机(1)流出的气流首先经过扩张段(3)扩张后流入稳定段(6)，再经过收缩段(7)收缩后流入试验段(8)，最后排出；
试验段(8)主要包括进口测量段(9)、模式转换段(10)和出口测量段(13)三部分；在模式转换段(10)安装有叶片式模式选择阀门(12)，通过快速动作筒驱动叶片式模式选择阀门(12)收缩或向内撑开；在出口测量段(13)内部设置有一个中间机匣(16)，通过中间机匣(16)将出口测量段(13)分为内涵测量段和外涵测量段，在内涵测量段中心设置有一个中心锥体(15)，通过中心锥体(15)将内涵测量段变成一环形收缩通道，通过内涵测量段将外涵测量段变成一环形直通道；
当叶片式模式选择阀门(12)收缩时，叶片式模式选择阀门(12)的叶片贴合模式转换段(10)壁面，叶片对气流无阻挡，气流同时从外涵测量段和内涵测量段排出，试验台工作在双涵道模式；当叶片式模式选择阀门(12)向内撑开时，叶片式模式选择阀门(12)的叶片遮挡住外涵测量段的进口，叶片对气流有阻挡，气流仅从内涵测量段排出，试验台工作在单涵道模式；在外涵测量段出口设置环形锥阀(14)，通过快速动作筒驱动环形锥阀(14)的开度；
在进口测量段(9)的进口截面位置布置有稳态总压探针、动态总压探针、稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点，通过所述稳态总压探针、动态总压探针、稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点测量试验段(8)进口的瞬时气流状态；
在内涵测量段的进口截面位置布置有稳态总压探针、动态总压探针、稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点，通过所述稳态总压探针、动态总压探针、稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点测量内涵测量段进口的瞬时气流状态；
在内涵测量段内沿轴向均匀布置两个以上稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点，通过所述稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点测量在模式转换过程中，不同轴向位置处的气流动态变化；
在外涵测量段内沿轴向均匀布置两个以上稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点，通过所述稳态壁面静压测点和动态壁面静压测点测量在模式转换过程中，不同轴向位置处的气流动态变化。
2.根据权利要求1所述的单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台，其特征在于：在离心风机(1)和扩张段(3)之间安装电动阀门(2)，通过控制电动阀门(2)的开度改变流入扩张段(3)的气流流量。
3.根据权利要求1所述的单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台，其特征在于：在稳定段(6)中安装有蜂窝整流器(4)和金属整流网(5)，通过蜂窝整流器(4)和金属整流网(5)改变稳定段(6)内的气流湍流度。
4.根据权利要求1所述的单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台，其特征在于：收缩段(7)的型线采用双三次曲线设计。
5.根据权利要求1所述的单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台，其特征在于：叶片式模式选择阀门(12)包括一组主动叶片(20)和一组被动叶片(21)，主动叶片(20)和被动叶片(21)沿周向交错排列，所有主动叶片(20)和被动叶片(21)均安装在叶片支撑环(19)上，每片主动叶片(20)通过一组动力连杆(17)与联动环(18)相连，联动环(18)与快速动作筒相连。
6.根据权利要求1所述的单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台，其特征在于：中间机匣(16)的前缘设计为鼓包型。
CN201510736581.XA 2015-11-03 2015-11-03 一种单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台 Expired - Fee Related CN105424309B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201510736581.XA CN105424309B (zh) 2015-11-03 2015-11-03 一种单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201510736581.XA CN105424309B (zh) 2015-11-03 2015-11-03 一种单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105424309A true CN105424309A (zh) 2016-03-23
CN105424309B CN105424309B (zh) 2017-12-15

Family

ID=55502665

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201510736581.XA Expired - Fee Related CN105424309B (zh) 2015-11-03 2015-11-03 一种单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN105424309B (zh)

Cited By (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109209965A (zh) * 2018-08-27 2019-01-15 中国航发沈阳发动机研究所 一种双涵道压缩系统涵道比调控装置及方法
CN109372654A (zh) * 2018-12-19 2019-02-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种模式选择阀门控制系统
CN109657341A (zh) * 2018-12-17 2019-04-19 北京清软创想信息技术有限责任公司 一种适用于变循环发动机流路转换的实时计算方法
CN109781377A (zh) * 2019-03-11 2019-05-21 湘潭大学 一种涡轮叶片工况模拟流道结构及涡轮叶片工况模拟装置
CN110454574A (zh) * 2019-07-31 2019-11-15 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于推力装置测量的内外涵同轴进气密封装置
CN111412201A (zh) * 2020-03-13 2020-07-14 南京理工大学 直连式实验台流量调节装置
CN112284751A (zh) * 2020-10-16 2021-01-29 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种畸变特性可调的畸变试验装置
CN113029581A (zh) * 2021-02-08 2021-06-25 南京航空航天大学 一种合页式可调畸变发生器模型实验台
CN113175446A (zh) * 2021-04-09 2021-07-27 合肥通用机械研究院有限公司 一种压缩机冷却系统用多翼离心风机的整流结构
CN114486277A (zh) * 2022-04-07 2022-05-13 中国航发四川燃气涡轮研究院 基于变循环发动机核心机平台的动态模式转换验证方法
CN114526919A (zh) * 2022-02-21 2022-05-24 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种验证航空发动机异型喷管强度的试验方法及工装
CN114542518A (zh) * 2022-02-23 2022-05-27 中国航发沈阳发动机研究所 一种双涵道压气机
CN114542503A (zh) * 2022-02-23 2022-05-27 中国航发沈阳发动机研究所 一种双涵道压气机外涵道流场的调控机构及其方法
CN115372009A (zh) * 2022-08-04 2022-11-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统
CN116380472A (zh) * 2023-06-05 2023-07-04 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种大涵道比发动机核心机试验中的进气装置
CN117685098A (zh) * 2024-02-01 2024-03-12 西安航空学院 一种变循环发动机外涵道无级调节装置

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101034033A (zh) * 2007-01-16 2007-09-12 中国计量学院 一种大流量气体管道均速管流量计风洞校验方法
RU2336514C1 (ru) * 2007-03-22 2008-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Способ высотных испытаний двухконтурных турбореактивных двигателей (трдд) и стенд для его осуществления
CN101624937A (zh) * 2009-08-17 2010-01-13 北京航空航天大学 变循环发动机模式转换机构中的被动控制式模式转换阀
DE102009002184A1 (de) * 2008-10-22 2010-05-06 Airbus Deutschland Gmbh Aufbau einer Triebwerk-Simulationseinrichtung
CN101750204A (zh) * 2009-12-08 2010-06-23 中国航空工业第一集团公司沈阳空气动力研究所 用于高速风洞动力模拟实验的发动机模拟器
CN101813554A (zh) * 2010-03-29 2010-08-25 南京航空航天大学 可在同一模型上进行测量的进气道实验装置及工作方法
CN101968013A (zh) * 2010-11-03 2011-02-09 南京航空航天大学 单管旋转阀式双涵道脉冲爆震发动机
RU2418281C1 (ru) * 2009-10-23 2011-05-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Способ автономных испытаний форсажной камеры со смешением потоков турбореактивного двухконтурного двигателя
CN104614183A (zh) * 2015-01-26 2015-05-13 南京航空航天大学 用于组合动力进气道模态转换试验的堵锥及试验装置

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101034033A (zh) * 2007-01-16 2007-09-12 中国计量学院 一种大流量气体管道均速管流量计风洞校验方法
RU2336514C1 (ru) * 2007-03-22 2008-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Способ высотных испытаний двухконтурных турбореактивных двигателей (трдд) и стенд для его осуществления
DE102009002184A1 (de) * 2008-10-22 2010-05-06 Airbus Deutschland Gmbh Aufbau einer Triebwerk-Simulationseinrichtung
CN101624937A (zh) * 2009-08-17 2010-01-13 北京航空航天大学 变循环发动机模式转换机构中的被动控制式模式转换阀
RU2418281C1 (ru) * 2009-10-23 2011-05-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Способ автономных испытаний форсажной камеры со смешением потоков турбореактивного двухконтурного двигателя
CN101750204A (zh) * 2009-12-08 2010-06-23 中国航空工业第一集团公司沈阳空气动力研究所 用于高速风洞动力模拟实验的发动机模拟器
CN101813554A (zh) * 2010-03-29 2010-08-25 南京航空航天大学 可在同一模型上进行测量的进气道实验装置及工作方法
CN101968013A (zh) * 2010-11-03 2011-02-09 南京航空航天大学 单管旋转阀式双涵道脉冲爆震发动机
CN104614183A (zh) * 2015-01-26 2015-05-13 南京航空航天大学 用于组合动力进气道模态转换试验的堵锥及试验装置

Cited By (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109209965A (zh) * 2018-08-27 2019-01-15 中国航发沈阳发动机研究所 一种双涵道压缩系统涵道比调控装置及方法
CN109209965B (zh) * 2018-08-27 2019-07-19 中国航发沈阳发动机研究所 一种双涵道压缩系统涵道比调控装置及方法
CN109657341A (zh) * 2018-12-17 2019-04-19 北京清软创想信息技术有限责任公司 一种适用于变循环发动机流路转换的实时计算方法
CN109657341B (zh) * 2018-12-17 2019-09-13 中国航发沈阳发动机研究所 一种适用于变循环发动机流路转换的实时计算方法
CN109372654A (zh) * 2018-12-19 2019-02-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种模式选择阀门控制系统
CN109781377A (zh) * 2019-03-11 2019-05-21 湘潭大学 一种涡轮叶片工况模拟流道结构及涡轮叶片工况模拟装置
CN110454574A (zh) * 2019-07-31 2019-11-15 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于推力装置测量的内外涵同轴进气密封装置
CN110454574B (zh) * 2019-07-31 2020-11-06 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于推力装置测量的内外涵同轴进气密封装置
CN111412201A (zh) * 2020-03-13 2020-07-14 南京理工大学 直连式实验台流量调节装置
CN112284751A (zh) * 2020-10-16 2021-01-29 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种畸变特性可调的畸变试验装置
CN113029581A (zh) * 2021-02-08 2021-06-25 南京航空航天大学 一种合页式可调畸变发生器模型实验台
CN113175446A (zh) * 2021-04-09 2021-07-27 合肥通用机械研究院有限公司 一种压缩机冷却系统用多翼离心风机的整流结构
CN113175446B (zh) * 2021-04-09 2022-07-19 合肥通用机械研究院有限公司 一种压缩机冷却系统用多翼离心风机的整流结构
CN114526919A (zh) * 2022-02-21 2022-05-24 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种验证航空发动机异型喷管强度的试验方法及工装
CN114542518A (zh) * 2022-02-23 2022-05-27 中国航发沈阳发动机研究所 一种双涵道压气机
CN114542503A (zh) * 2022-02-23 2022-05-27 中国航发沈阳发动机研究所 一种双涵道压气机外涵道流场的调控机构及其方法
CN114542503B (zh) * 2022-02-23 2024-08-02 中国航发沈阳发动机研究所 一种双涵道压气机外涵道流场的调控机构及其方法
CN114486277A (zh) * 2022-04-07 2022-05-13 中国航发四川燃气涡轮研究院 基于变循环发动机核心机平台的动态模式转换验证方法
CN115372009A (zh) * 2022-08-04 2022-11-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于航空发动机试验的外涵排气流量测量系统
CN116380472A (zh) * 2023-06-05 2023-07-04 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种大涵道比发动机核心机试验中的进气装置
CN116380472B (zh) * 2023-06-05 2023-09-19 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种大涵道比发动机核心机试验中的进气装置
CN117685098A (zh) * 2024-02-01 2024-03-12 西安航空学院 一种变循环发动机外涵道无级调节装置
CN117685098B (zh) * 2024-02-01 2024-04-05 西安航空学院 一种变循环发动机外涵道无级调节装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN105424309B (zh) 2017-12-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105424309A (zh) 一种单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台
CN107269583B (zh) 一种基于高次多项式的超或跨音速轴流风扇设计方法
CN106153346B (zh) 一种可吹气叶片式旋流畸变发生器和发生方法
CN106050566B (zh) 一种钝后缘风力机翼型环量控制装置及方法
CN106156436B (zh) 一种可调叶片角度分级调控的压气机建模方法
CN102852857B (zh) 一种高负荷超、跨音速轴流压气机气动设计方法
CN108458852B (zh) 一种高温风洞快速变温变压装置及变温变压方法
CN109657341B (zh) 一种适用于变循环发动机流路转换的实时计算方法
CN104912668A (zh) 可变弯度叶片式旋流畸变发生器
CN107315875A (zh) 分开排气三涵道涡扇发动机仿真模型
CN111649948A (zh) 一种环形叶栅性能试验器用进气系统
CN105588712B (zh) 采用燃机压气机抽气的透平叶片冷却效果试验装置及方法
CN108661947A (zh) 采用康达喷气的轴流压气机叶片及应用其的轴流压气机
CN112229639B (zh) 一种航空发动机进气总压畸变生成装置设计方法
CN109655271A (zh) 一种单对超声速流向旋涡发生装置
CN205779470U (zh) 一种钝后缘风力机翼型环量控制装置
Hura et al. Reynolds number effects in a low pressure turbine
Grönman et al. Design and off-design performance of a supersonic axial flow turbine with different stator–rotor axial gaps
CN203978505U (zh) 一种具有台阶型球面端壁的大子午扩张变几何涡轮
CN203824752U (zh) 用于发动机台架试验的空气流量控制装置
CN107061009B (zh) 一种应用于扩压型管道壁面的端壁凸肋结构
Wang et al. Study of shock wave control by suction & blowing on a highly-loaded transonic compressor cascade
CN212513627U (zh) 一种环形叶栅性能试验器用进气系统
Shandilya et al. Performance evaluation of a bulb turbine designed for ultra-low head applications
Zhong et al. Numerical investigation on the effect of bleed port with self-recirculating casing treatment on the stability of a 1.5-stage transonic compressor

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20171215

Termination date: 20211103

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee