IET短周期涡轮实验台模拟高空涡轮性能试验研究

本文介绍了中国科学院工程热物理研究所(IET)短周期涡轮实验台的结构、特点和试验过程,参照高空台对航空发动机模拟高空试验的要求,对短周期涡轮试验台和长周期高空台发动机模拟试验进行了比较,探讨了利用短周期实验台进行模拟高空涡轮性能试验的可行性.通过一个低压模型涡轮的试验,验证了本实验台在进行涡轮模拟高空性能试验方面的功能和可信性,从而拓展了本实验台的使用领域.试验获得的模型涡轮的设计点性能以及变工况特性,为研究低雷诺数条件下涡轮内部流动机理和设计提供了丰富的实验数据.     

短周期涡轮试验数据不确定度分析

为了评估短周期涡轮性能试验测量精度以及非稳态效应对其的影响,本文结合适当的扩展不确定度模型对涡轮效率及进口折合质量流量的测量不确定度进行了计算及分析。研究结果表明:短周期涡轮试验台特有的非稳态效应对效率测量不确定度的影响小于1.12%;涡轮进口马赫数对测量不确定度影响最大,流量测量不确定度与涡轮进口马赫数平方近似呈反比例关系,效率测量不确定度亦随其减小而迅速增大。研究发现对于涡轮进口马赫数小于0.158的工况,效率测量不确定度将不符合HB 7081-1994要求。针对此类工况,出于提高流量及效率测量精度的目的,研究了利用差压传感器测量涡轮进口动压进而计算流量的方法,结果表明该方法的效率及流量测量不确定度比使用总、静压传感器测量流量这种方法可分别减小58%及73%以上,且其均不随马赫数减小而增大。进一步的分析表明,对于马赫数小于0.158的工况,应采用该方案进行流量测量。     

短周期涡轮试验台流量调节阀的设计

本文利用CFD对短周期涡轮试验台的流量调节阀进行了优化设计,改进了流量调节阀喉部的流动状况,提高了调节阀对流量的控制能力;对流量调节阀尾部锥体的三种设计方案进行了比较,得到了最佳方案。     

短周期涡轮实验的非稳态效应研究

近年来,短周期实验在涡轮研究领域得到了越来越广泛的应用,但是短周期实验过程中流场参数是不断变化的,这可能给实验结果带来不利的影响,降低了短周期实验的精度.本文针对某涡轮的短周期气动性能实验,通过非定常数值方法模拟了短周期实验过程中涡轮落压比和涡轮转速非稳态变化的过程,分析了短周期实验非稳态效应对实验结果的影响.数值模拟的结果表明.非稳态效应对涡轮扭矩、焓降、流量和效率的影响基本与单位压强变化率和单位转速变化率呈线性关系,非稳态效应对效率造成的误差通常在0.3%以内.本文使用的方法,可以推广到其他类型的短周期涡轮实验中用于分析实验非稳态效应,对于提高短周期实验台的精度、推广短周期实验技术是有意义的.     

某1＋1／2对转涡轮的气动设计及分析

针对某1＋1／2对转涡轮进行了气动设计及流场分析。在设计中,以降低高压转子通道中激波损失为目标,低压级载荷系数选择了较高和较低两种方案。分析表明,虽然第二种方案可以降低高压转子出口马赫数,但该方案亦具有过渡段损失较大等劣势,故本文最终选择了第一个方案。利用该方案,本文完成了1＋1／2对转涡轮的气动设计并对该涡轮进行了三...     

考虑冷却的1+1/2对转涡轮初步设计

1+1/2对转涡轮技术是高性能航空发动机需要的关键技术之一。本文以某高性能涡轮为目标进行了考虑冷却的涡轮初步设汁,力图通过设计过程抓住对转涡轮设计与应用中的关键问题。研究结果表明在 1+1/2对转涡轮设计中,考虑冷却方案与不考虑冷却方案相差较大,其中高压涡轮动叶是此类对转涡轮设计中的主要关键点。     

冲压空氣涡轮地面试验台设计

为了实现飞机风动泵系统稳定、精准工作的要求,提出了冲压空气涡轮由液压马达驱动的设想,通过采用PV变排量柱塞油泵的比例压力、比例流量控制,实现了对液压马达转速的精确控制,从而保证了风动泵系统和冲压空气涡轮性能测试能够可靠、稳定、精确地进行。文中对冲压空气涡轮地面试验台的系统组成、主要功能、工作原理及关键器件的选用进行了说明,给出了冲压空气涡轮地面试验台液压系统详细设计计算。结合工程实践,介绍了比例压力控制、比例流量控制的原理,并给出了实用控制线路。通过比例排量控制 压力补偿的方法,使液压马达转速达到较高的控制精度和良好的动态调节品质,经运行考验,完全满足某大型运输机的试验要求。     

轮毂电机再生制动LabView测试平台设计

轮毂电机电制动试验是再生制动控制策略研究的前期基础。该研究独立设计了轮毂电机再生制动实验台架,以NI的虚拟仪器系统为平台,基于LabView开发了测控系统软件环境。本文介绍了该试验台的物理组成结构、台架信号采集硬件和测控系统工作原理。试验台可测试轮毂电机的扭矩、转速等信号,可进行电机性能测试及再生制动等实验。通过该试验台的实验测试,进行了空载滑行与电制动实验,实验表明,该台架设计合理,测控系统控制方式可行,可为今后研究再生制动控制策略及电机性能测试提供重要参考依据。     

某型高性能常规涡轮对转改型研究

本文对某高性能常规涡轮开展了对转改型研究。首先对该常规涡轮进行基本分析,详细探讨了将其改进为1+1及1+1/2对转涡轮(无低压涡轮导叶)时遇到的关键问题,并给出了一些解决问题的方案.研究表明,1+1对转方案现实可行,1+1/2对转方案将很难实现.在方案研究的基础之上,本文进行了保留过渡段的1+1对转涡轮详细设计并采用三维黏性程序对其性能进行了初步的分析。     

机载吊舱环控空气制冷系统分析及试验研究

随着现代信息化武器系统的发展和战机飞行速度的不断提高,机载电子吊舱热负载日益增大,采用冲压空气作为动力源的逆升压式制冷方案能够为机载吊舱提供充足的冷量,且具备结构简单、体积小、重量轻、无需消耗机载电源等优势,在我国机载吊舱环控领域具有良好的应用前景。膨胀涡轮、动力涡轮、压缩涡轮转子系统是逆升压式环控系统的核心部件,基于气浮轴承涡轮转子的效率特性,并结合某型吊舱环控性能指标要求,对动力涡轮驱动的逆升压空气循环系统流程进行匹配设计计算,用于确定循环流程参数最优值及为涡轮提供设计输入。并以吊舱环控极端工况点为依据搭建了地面试验台,进行了样机地面性能测试。     

Acoustic characterization of panel materials under simulated ocean conditions using a parametric array source

A technique for evaluating the underwater acoustic performance of panels under simulated ocean conditions in a laboratory test facility is described. The method uses a parametric array as a source of sound within a test vessel capable of simulating ocean depths down to 700 m and water temperatures from 2 to 35 degrees C. The reflection loss and transmission loss of the test panel may be determined at frequencies from a few kilohertz to 50 kHz. The use of the parametric array enables wideband measurements to be undertaken with short-duration pulses and reduces the effects of diffraction from the panel edges. An acoustic filter is used to truncate the array in order to provide a source-free measurement region and to simplify the measurement process. The difficulties of establishing a parametric array in the confined space of the vessel are outlined, and the experimental procedures adopted are described. The techniques were validated by undertaking measurements on two test objects that have predictable behavior. The potential of the technique is also illustrated with experimental results for test panels for hydrostatic pressures up to 2.8 MPa. An extensive discussion of the measurement limitations is included.     

高超声速平板边界层流动显示的试验研究

本文在高超声速脉冲式风洞内对基于纳米示踪的平面激光散射技术(nano-based planar laser scattering, NPLS)的应用进行了探索, 并在此基础上对平板边界层流动结构的精细测量进行了研究. 试验来流Ma=7.3, 总压4.8 MPa, 总温680 K. 通过时序的分析和调试, 对各分系统实现了高精度的同步控制; 定量的粒子注入及混合, 实现了粒子的均匀撒播, 对主流获得了均匀的显示效果; 对于边界层流动, 获得了精细的瞬态流动结构图像, 显示了层流到湍流的转捩过程, 并分析了其时空演化特性.     

光学元件高反射比、高透射比测试技术研究

 为了实现光学元件、光学薄膜等高反射比、高透射比的测量,以单次反射测量法为基础,并结合激光稳功率技术、双光路测量技术以及精密探测技术,建立了一套精密测试系统,实现对光学元件632.8 nm和1 064 nm两个波长下高反射比与高透射比的测量。实验和测量不确定度分析验证测试系统在632.8 nm波长下高反射比与高透射比的测量不确定度优于0.008%,在1 064 nm波长下高反射比与高透射比的测量不确定度优于0.015%。     

红外探测器光谱响应度测试技术研究

光谱响应度是探测器的重要技术参数之一，随着红外探测技术的发展，精确测量红外探测器的光谱响应度变得越来越重要。首先对红外探测器光谱响应度的测试技术进行分析，然后建立红外探测器相对光谱响应度测量装置，并用腔体热释电探测器在该装置上进行红外探测器光谱响应度校准实验。通过对红外探测器相对光谱响应度进行重复测量，给出测量结果的平均值，最后对影响测量结果的不确定度进行分析。由于该装置的测量范围是1～20μm，因此还可以实现InSb探测器和HgCdTe探测器相对光谱响应度的测量。不确定度分析结果表明，InGaAs探测器光谱响应度的测量精度较高。     

小型轴流式管路液力涡轮的试验研究

为获得小型管路液力涡轮的水力模型和工作特性,对不同参数下液力涡轮的水力性能进行了试验研究,分析了涡轮输出转速及扭矩的变化特性及影响因素,主要探讨了通过涡轮的流体流量、压力以及叶片安装角对涡轮水力性能的影响.多种工况的试验结果表明,液体流量是影响涡轮输出性能的主要动力参数,可以通过流量的变化调节涡轮的输出转速和输出扭矩;叶片安装角对涡轮工作效率的影响较大,不同安装角度涡轮的设计转速要与其最高效率点相对应.     

激波管风洞中全尺寸涡轮试验的若干气动问题

暂冲式涡轮实验台是促进涡轮部件技术进步的关键设施．本文对激波管风洞全尺寸涡轮实验台若干气动问题进行了研究，结果表明：在暂冲式风洞中，涡轮建立稳态流场所需时间正比于涡轮叶排的轴向尺寸和折合流量．激波管风洞、喷管、实验段间匹配非常关键．     

基于相关光子的单光子探测器量子效率测量系统

为准确测量近红外波段单光子探测器量子效率,搭建了基于自发参量下转换效应的测量系统.系统利用中心波长为518nm的脉冲激光泵浦周期极化磷酸氧钛钾晶体,通过自发参量下转换过程产生相关光子对,分别测量了Si和InGaAs雪崩光电二极管单光子探测器在778nm和1 550nm波长点的量子效率,并对测量不确定度进行了分析.实验表明,该装置可以测量近红外单光子探测器量子效率参量,测量不确定度均优于1%.     

高性能小发双级模拟涡轮出口流场分析报告

高性能小发双级模拟涡轮在总性能试验阶段获得的气动性能参数达到并超过了设计指标．为更详细地研究涡轮气动参数在流场中的分布及二次流的影响,进一步掌握涡轮内部流动机理,验证涡轮气动设计思想,进行了双级模拟涡轮出口扇形段流场测试工作、测试结果表明：双级模拟涡轮二次损失较小,出口参数分布合理,较好的完成了设计意图。     

应用单相流量计测量油水两相流

为探讨单相流量计用于液液两相流参数测量的可行性和有效性,本文对文丘里管、涡轮流量计和椭圆齿轮流量计用于油水两相流测量的响应特性进行了实验研究.文丘里管和涡轮流量计的实验管径为15 mm,25 mm,40 mm,椭圆齿轮流量计的实验管径为25 mm和40 mm.油水两相流总体积流量范围为1～5 m3/h,油含率范围为15%～85%.实验结果表明,文丘里管在高油含率时测得的油水两相流流量比实际流量偏大4%～5%.涡轮流量计的测量误差随油含率升高呈现增大的趋势,最大测量洪差小于5%.椭圆齿轮流量计用于油水两相流测量时相对测量误差小于1.0%且基本不受油含率影响.