HB Z 311-1998 飞行推力确定指南.pdf

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1、HB/Z 311-98 U 曰1997-06-26发布1998一07-01中国航空工业总公司批准目次1 主题内容与适用范围. . . . . . . . . 2 引用标准3符号、代号. . 4推力的确定. . . . . . . . 4.1 推力的定义和表达式. 4.2 推力一阻力计算. 4.3 推力确定方法简介. 4.4 理想推力和换算参数. 4.5 喷管系数.5推进系统的安装5.1 短舱安装.5.2 整体式安装5.3 引射喷管安装. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6 飞行推力确定.6.1 总性能法.

2、6.2燃气流路喷管法. . 6.3 喷管出口摆动祀法6.4 安装节推力法.6.5 飞行推力确定方法示例.7 校准技术7.1 发动机地面试验.7.2 喷管缩尺模型试验.7.3 后体缩尺模型试验.7.4 进气道缩尺模型试验.8数据采集.8.1 受感元件. 8.2 信号调理与转换8.3 数据记录.8.4 数据处理.8.5 数据检查.8.6 校准9 确认推力的试验分析-9.1 飞行前发动机一致性检查( 1 ) (1) ( 1 ) ( 6 ) ( 6 ) ( 7 ) (12) (14) (16) (18) (19) (21) (24) (24) (24) (27) (33) (35) (36) (42)

3、 (42) (57) (66) (70) (75) (75) (78) (78) (79) (80) (80) (81) (81) 9.2 飞行中的发动机性能9.3 气体动力特性. . . . . . . . . . . . . 9.4 试验分析举例10 试验计划编制指南10.1 制定计划10.2 方法选择2 (86) (92) (93) (101) (101) (103) 中华人民共和国航空工业标准飞行推力确定HB/Z 311-98 1 主题内容与适用范围本指南规定了航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机及其相应的推进系统推力的定义、确定飞行推力的方法及其程序。本指南适用于确定以航空涡轮喷气和涡轮风扇

4、发动机为动力的推进系统的飞行推力。2引用标准GB 1920-80 GJB 359-87 GJB 366. 3 - 87 GJB/Z 64-95 回到-90-90HB6213-89 HB6452-90 HB/Z 323-98 3符号、代号标准大气(30km以下部分)大气温度对涡喷、涡扇发动机性能影响的修正规范参考大气大气湿度航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机进口总压畸变评定指南航空涡轮发动机性能截面符号和术语标识符涡喷涡扇发动机高空模拟试验性能修正规范用数字计算机程序表示航空涡轮发动机稳态性能的方法飞行推力不确定度分析技术指南推进系统性能截面和术语标识符按航标E四的规定，指南中所采用的主要符号见表10

5、1所示，本表1符号说明A 面积Ao/Ac 进气道捕获比=质量流量比CD 流量系数(排气系数或阻力系数)CG 总推力系数中国航空工业总公司1997-06-26发布单位m 1998-07-01实施1 HB/Z 311-98 续表1符号说明单位C. 理想膨胀时，可调收敛扩散喷管的单位推力系数C1 理想膨胀时，收敛喷管的单位推力系数D 阻力N D皿全尺寸基准状态下，飞机系统的阻力N EXP 辱次f( ) ( )号中自变量的函数F 推力或绝对排气推力N FEX 剩余推力(或总的不平衡力)N Fc 总推力和指示排气推力N F 核心或外涵管出口修正后的总推力N F由安装推进力N FM 台架泪1力系统测得的推

6、力N FN 单流路发动机。和9截面间的标准净推力N FN 。或截面间总的净推力N F 修正的标准净推力N FN，回1和9截面间的内部净推力N FR 冲压阻力或自由流的动最N FT 安装节推力N J. 推力参数E (万有)引力常数rnIs2 GTP 总推力参数M 飞行马赫数N 发动机转速r/min NPR 喷管压比2 HB/Z 311-98 续表1符号说明单位NPRA 面积加权的喷管压比PLA 功率杆角度度3 HB/Z311-98 续表1符号说明单位 作用在物体或流管表面的轴向指示力N AB 作用在核心发动机后体截面19与之间的外N 表面轴向指示力B 发动机试验设备中的压力或弹性力N D 发动机

7、试验设备中的摩擦力N 用作用于发动机前体上的轴向指示力N pl，昭作用在9截面下游尾锥表面的轴向指示力N Cpost 作用在出口后9和截面之间流管上的轴向指N 示力如作用在进口前0和1截面之间流管上的轴向指N 示力pylon 作用在外涵流管中支板表面的袖向指示力N cou/ 作用在外罩上的轴向指示力N z 高空试验设备滑动连接处的压力和摩擦力N 下角标0, 1, 2. 截面符号(见图1)和b试验间(舱)的环境状态act 真实值(以区别于理想值)AB 后体AC 飞机AVG 平均con 理想收敛喷管四lc计算的eff 有效的EXH 排气fcd 可i周的收敛一扩散喷管4 HB/Z311-98 续表1

8、符号说明单位H 高压压气机袖id 理想值(以区别于真实值)INL 进气道L 低压压气机辅max.MAX 最大min.MIN 最小ref. REF 基准值或基准状态s 静态SID 标准的(温度或压力)t 总状态RIM 飞机有关的配平二,-l风扇I; l风扇喷管截面号(外涵道)进气道 it- E-卢-卢-d 一一一-, l L-_ ，-、, 、-_-、-卢- .- _- _-飞 -,-J 。喷管发动机7 国9 8 截面号(接心流)图1推进系统特性截面符号5 HB/Z 311-98 4 推力的确定4. 1 推力的定义和表达式4. 1. 1 一般定义对于如图2所示的简单流路的推进系统(航空发动机)，若

9、0和截面上流速分布均匀.压力分布均匀且等于未扰动的大气压p血，推力轴线与自由流方向平行，则推进系统(航空发动机)推力的一般定义为:远离琐管出口截面上排气流的动量与发动机进口远前方截面上内流动量之差。其总的净推力表达式为3FN = W，V - WoVo . . . . . . . . (1) 或FFtd=Em+FN坦+阳. . . . . . . . (2) 式中，各类力的正负号规定为2由流体作用于流管边界上的力，逆流动方向为正。短舱=- -, -FNdnt F YioVo 中pre中postt W.V -。9 。内外流之间的滑流表面因2作用于简单流路的推进晕统(航空发动机)上的各种分力对于图3

10、所示的带前整流锥和尾锥的航空推进系统(发动机)，其总的净推力表达式为gFN=pm用+FN.M +ost + p啤. . . . . . . . . . (3) 卢中阳 w.v.一二欠工:FN. int 二九甲1 图3作用于带前整流锥和尾锥的推进革统上的各种分力4. 1. 2 实用定义图3中，若0和截面流动均匀，0至截丽之间流动为定常的一元流动，且1和9截面压力、流速分布均匀，则总的净推力的另一种等效定义为:FN = W, V , + A,(P. -P皿)+ pmg + p_ :cowl . 中阳t申，re_ _ ，严-一-FN , int 中m中.电。l 7 国图5作用于推进系统上的力进行推力

11、阻力计算时，应选定飞机或推进系统的基准工作状态。飞机的基准阻力规定为进气道阻力、排气系统阻力和摩擦力。飞机的总阻力与基准阻力之差一般由缩尺模型试验确定，且作为进气道和啧管工作状态的函数;而在推力或阻力计算程序中，与节流有关的力(阻力)都应作为推力的变化来计算。这种计算方法可将飞机性能与发动机的净推力和飞机基准阻力极曲线联系起来。为了说明总的计算方法，在一架平飞的飞机上分析作用于飞行方向的力，其简化方程如下:Fz=F凹DAFS. . (12) 当剩余推力FEX为零或能确定时，可采用气动阻力的关系对飞行推力的确定方法进行验证。机身系统的阻力，由几个修正到全尺寸基准状态的气动阻力组成。安装推进力FI

12、If等于全尺寸基准状态下安装修正净推力，它是作用在飞机上的所有推进力，它必须考虑由于偏离全尺寸基准状态而引起的些力的增量.这些与节流有关的力都作为安装推进力的调整项(或附加阻力): Fw = F; -M阻-M皿M1RJM. . . . . . . ( 13) 式中:F一修正的标准净推力，它考虑了进气道内部性能、喷管内部性能、飞机引气和功率提取等安装的影响，N; MINL一全尺寸基准状态与任一给定的工作状态之间由于进气道引起的外力增量，Ng8 HB/Z 311-98 t.F田一由于排气系统引起的全尺寸基准状态与任一给定工作状态之间的外力增量.N; .6FOOM一选定的推进系统基准状态与推进系统使

13、用的工作状态不同而引起的操纵面配平力的增量，No 确定全尺寸基准状态应选择包括进气道质量流量比、进气道的几何尺寸、喷管压比、喷管几何尺寸、二股流和飞机配平状态等变量。由于这些变量影响到安装阻力，故必须鉴定一组固定的基准状态。全尺寸基准状态的选择受实际研究问题的影响，重要的因素是选择气动基准模型，该模型是风洞缩尺模型，用它作为确定飞机阻力极曲线的基础。模型典型的缩尺比应在1:20-1:10的范围内，应设计得尽可能代表全尺寸的飞机。它应具有通过短舱(进气道)的气流，如果不能完全模拟金尺寸发动机进气道的几何尺寸、喷管的几何尺寸和喷管的压比，则应尽量模拟进气道的质量流量比。为了减少模型的复杂性，一般不

14、模拟二股流。因此.气动基准状态通常具有这样的特点:进气道或后体几何尺寸不可调、非典型的进气道质量流量比、元二股流以及喷管压比约为1.0。为了确定由于进气道、后体的尺寸、进气道的质量流量比和喷管压比引起的阻力增量，应进行附加风洞试验。必须采用如图6所示的三种模型。选定一组合适的全尺寸基准状态，并相应地加到该状态，由此得出的全尺寸阻力极曲线，一般具有以下特点:对每种飞行速度而言，有固定的几何尺寸，有典型的进气道工作质量流量比和喷管压比，不允许有二股流。推力和阻力计算的一般方法综合于图7。模型试验和分析可提供基准的飞机阻力和与节流有关的阻力增量，这些阻力增量常常和净推力一起，用以确定任意规定的发动机

15、和飞机工作状态下的安装推进力。4.2. 1 进气道力的增量进气道力的增量包括溢流阻力、进气道后调节板的放气阻力和二股流如旁路与通风空气流阻力。将与节流有关的进气道溢流阻力的增量定义为由工作的与全尺寸基准状态的进气道质量流量比不同而引起的飞机阻力的变化。溢流阻力不包括进气道附加阻力，它随进气道的质量流量而改变，如图8所示。气功基准模型中，进气道的阻力(图8中的状态点1)包括在气功基准阻力之中。状态点1和全尺寸发动机基准状态点2之间的阻力增量表示缩尺模型到全尺寸基准的修正，并包含在全尺寸阻力极曲线Lill皿之中。发动机工作状态点3和全尺寸发动机基准状态点2之间的阻力差是由推进系统有关的进气道阻力.

16、6FINI.形成的。对于亚音速吊舱装置而言，应采用可改变内部几何尺寸(包括唇口)以改变进气道质量流量比的单独的通气模型试验来研究溢流阻力，并且还应模拟短舱外罩的几何形状，以说明进气道和后体的综合影响，还可采用孤立的短舱阻力试验来确定由于质量流量比的变化而引起的阻力变化。对于整体式的推进系统的推力阻力计算而言，进气道溢流阻力试验是很重要的。进气道、前机身以及可能影响进气道流动的其他因素，都必须作为一个整体进行试验，以确定溢流阻力。内部管道可变的或带有内部流量计的流通模型可用来进行这种试验。像吊舱装置那9 气动力和力矩进气道的阻力喷气效应HB/Z 311-98 特征通常限制空气流量控制般限制空气流

17、量可能有支承干扰和l儿何变形全模型特征局部模型空气流量控制范围宽支架支承特征局部模型由外部气源供给的高压空气可能用热的或冷的空气金流线型的进气道图6试验模型示例样，若进气道和后体力的关系不密切时，一般不要求复制后体的几何形状。尤其对于高速飞机的进气道，必须进行进气道试验，以确定阻力对几何形状的变化和进气道质量流量比的敏感性。旁路放气等构成二股流，其冲压阻力(如果其流量不是发动机流量的一部份)和推力(如果这股气流不是通过发动机主喷管而是通过其他放气口排出)必须包括在推力一阻力计算系统中。这些气流对工作的进气道的质量流量有影响，它将引起飞机溢流阻力的变化。由于二股流通常与节流有关，因此，净推力或每

18、项阻力表示为对净推力的附加调整项，以得到安装推进力;与节流元关的溢流阻力的变化，作为飞机阻力的附加调整项，以得到飞机的基准阻力;与节流有关的溢流阻力的变化，作为净推力的附加调整项，以得到安装推进力。这些与节流有关的附加调整项，可通过单独的进气道模型阻力试验进行评定，也可通过分析计算进行评定。10 气功力和力矩模型支架妓应模型主喷气放应模型发动机性能4.2.2 排气系统力的增量HB/Z 311-98 基本阻力支架效应同主架干扰踞在)(如居住进气道阻力喷气效应安装修正修正到工作V修正到工作的质量流量J的压力比图7典型的推力阻力计算系统基准飞机阻力安装推进力与节流有关的排气系统或干扰力的增量(阻力)

19、定义为因工作的喷管压比和面积与全尺寸基准的喷管压比和面积不同而形成的飞机阻力变化。对于整体式排气系统，喷管压比将影响后体的压力分布和阻力;而喷管丽积的变化又会改变后体的结尾和压力分布，这些同样影响飞机的阻力。对于吊舱式的安装，喷管压比又可能影响短舱、吊架、机翼或机身的压力分布，由此而产生的阻力变化称之为与推进系统有关的干扰阻力或喷气效应阻力。典型的飞机阻力随喷管面积与压比的变化情况示于图90进行后体力试验的目的是评定与节流有关的排气系统阻力。在气动基准阻力之中包括气11 HB/Z 311-98 马赫数=常数平之国黯主I,.D1NL 酬毒草。气动基准进气道的几何尺寸和流量口全尺寸基准进气道几何尺

20、寸和流量& 全尺寸发动机工作状态3 tJF;NL 2 一一-进气道质量流量比图B阻力随进气道质量流量比的变化动基准模型喷管的阻力(图9状态点1)。状态点1和全尺寸基准状态点2之间的阻力增量tJDEXH表示缩尺模型对全尺寸基准状态的修正量，该修正量应包括在全尺寸阻力极曲线之中。发动机工作状态点3和全尺寸发动机基准状态点2之间的阻力差为t.FEXH.像与节流有关的进气道力增量那样.t.F EXH表示为对净推力的调整项，以得到安装推进力。可用后体模型吹风或飞机模型吹风来研究与节流有关的排气系统诸力。吹风指用高压外部气源改变喷管压比。飞机模型的进气道是全流线形的，而后体模型只模拟飞机后部的几何尺寸，它

21、没有空气进气系统，故应测量由于喷管压比和喷管面积变化所引起的阻力变化。进行后体或干扰阻力试验的目的是确定在全尺寸基准喷管面积和压比情况下的基准阻力，这项基准阻力包括在全尺寸阻力极曲线中。相对于该基准阻力的增量变化，可确定与节流有关的排气系统的力对于安装推进力的调整量。4.2.3 配平力的增量飞机的重量、平衡和机动飞行状态的变化会改变配平翼面的位置，从而影响飞机的配平阻力，这些阻力的影响一般都包括在气动基准阻力之中。改变推进系统的功率调节或几何调节也会影响飞机操纵翼面的配平位置。对于这些相对于气动基准状态的阻力增量，一般都加到推进系统上，包括在安装推进力中。4.3 推力确定方法简介12 HB/Z

22、 311-98 马赫数=常数。气动基准喷管几何尺寸和喷管压力比口全尺寸基准Ullr管儿何尺寸和喷管压力比全尺寸发动机工作状态A, A_ NPR . Fm 【车电护也酬一军喷管面积比，A./ A_ 阻力随喷管面积与喷管压比的变化本指南推荐以下四种确定推力的方法，具体运用和示例见第6章。4.3. 1 总性能法总性能法是能够利用大量可测参数的一种方法，它由将推力与可测量的发动机工作参数相关联的计算机程序、相关的因次或无因次曲线以及表格组成。该方法既可描述型号发动机的平均性能，也可描述特定发动机在规定工作范围内的特殊性能。在给定的进气道和喷管工作状态下，应采用主要的发动机控制参数表示总性能。在最简单的

23、情况下，利用在飞行试验规定的飞行工作状态下，将所测量的某一发动机参数输入准备好的性能曲线中，可得到净推力。该参数可以是具有高精度的简单参数，例如转速。总性能法最大的特点是不在推进系统的流道中安装测量仪表，且在飞行中测量参数最少。4.3.2 燃气流路-喷管法燃气流路喷管法是测量发动机各部件中的内流路参数，结合质量连续、动量守恒和能量守恒定理，计算发动机不同截面的流动状态并体现出发动机总性能的一种方法。该方法比总性能法需要更多的发动机测量仪表，并在飞行试验时测量更多的参数，才能改善推力确定的精度。在能精确控制环境和工作状态的地面试车过程中，应采用部件和发动机的性能，对特定的测量仪表进行校准和修正。

24、在校准和飞行试验精度要求高的场合，应采用同样的测量仪表。13 图9HB/Z 311-98 在适当的部位测量温度和压力，并通过部件的流量一速度校准，可确定该部位的质量流量，进而由流量连续并对燃汹流量和二股流流量进行修正，就可求出发动机进气道的流量和冲压阻力。在不能直接安装测量仪表的截面，需要计算流动特性，如:加力燃烧室出口总温等。为了描述整个发动机内部的气动特性和进行一致性检验，应测量足够多的发动机参数。燃气流路喷管法通常使用由模型和全尺寸试验数据导出的喷管性能系数。从原理上讲，喷管法可认为是燃气流路一啧管法的一部份。燃气发生器给喷管提供总压、总温和质量流量，而喷管的作用就是将能量转换成推力，在

25、转换过程中，由于喷管存在损失，故推力不能只由燃气发生器的特性确定。喷管法描述由喷管进口测量的参数或计算的状态确定总推力的过程，见4.4和4.5条。4.3.3 摆动靶法采用经过校准的摆动探头或探头祀横扫喷管出口，以测量气流的总压、静压、总温和流动方向。假如横移扫描的数据可代表整个截面，则可积分计算排气质量流量和总推力，在理想的情况下，不需要进行特殊的发动机校准。用燃油流量和二股流流量来确定发动机进气道的流量和净推力。4.3.4 安装节推力法这种方法测量通过发动机安装节传到飞机上的力，该力代表发动机进口截面与出口截面气动力之差，同时考虑了发动机的短舱压力和飞行惯性力，为了确定总推力或净推力，应测量

26、相应界面上的气动力。如果排气系统是单独安装的，则应有类似的程序测量作用在该部件上的力。若有防火隔板、滑动连接仲、通风气流和机身一发动机的连接件.贝必须考虑作用在安装节上的附加力。4.4 理想推力和换算参数由于总推力FG作用于nl管出口截面(9截面)，而实际研究中所采取的方法是在喷管进口截面(7截面)测量喷管状态，故需订定关于喷管的几种特殊定义，以评定飞行推力和质量流量。一般的方法是通过使用确定的经验系数，将实际喷管的性能与理想喷管的性能相关联。4. 4. 1 理想喷管根据理想喷管的定义，假定在喷管进口截面(7截面)后为一元等悄流动，比热比为常数。但是随着计算机的普遍使用，代入真实燃气性质并不使

27、计算过分复杂，相反使计算更趋完善，但使用定比热比在说明各种关系中依然有用。理想流动计算可假设一个理想的收敛喷管，其中将膨胀限制在出口截面达到音速(或堵塞)状态。在临界工作状态下，按照一元等摘流动的假设，其进口总压对出口静压之比(7) 恰好足以在出口截面形成音速流动;在亚临界工作状态下，PS9等于环境静压P盟，而出口马赫数小于1趴在超临界工作状态下，由于出口截面马赫数只能为1.0，故PS9大于P皿。理想可调收敛扩散喷管的定义为:具有一个概念上的几何尺寸，该几何尺寸可以无限制地变化或可调，从而使出口静压PS9一直保持等于P皿o在喷管亚临界和l恼界工作状态下，理想收敛喷管和理想收敛扩散喷管在概念上是

28、相间的，而且具有同样理想的推力性能;在超l自14 HBIZ 311-98 界状态下，理想收敛一扩散喷管依靠完全等娟膨胀产生较高的排气速度，从而使其推力大于理想收敛喷管的推刀。假设理想喷管的总压、总温和质量流量保持不变，等于其进口值(Tt7.Pt7 W, ).静温、速度和面积(或静压)是在一元等精膨胀假设的基础上计算出来的，最小面积(喉道)命名为8截面，对于收敛喷管而言，它与出口截面(9截面)相同。4.4.2 元因次量用理想、喷管的三个无因次量来表示理想的流量和推力:W I l-r a. (寸f)=流量函数;b. (主)=推力函数:.u血c. (主_) =单位推力函数。W .jRT, 不论是对理

29、想的喷管性能还是对实际的喷管性能.本指南约定:组成推力函数所用的喷管面积，应采用喉道面积A.。在需要的场合下，在推力函数中，自由流的静压Pso可用出口面积A，和总压P，的导出量代替。理想的无困次量之间的关系可用下式表示3wJR于p(一手-)，=(一二主_) x (一一一一)adHH-(14).AP 50 111 w JJiT. UI , APt i rJ P 50 D 在理想的一元流中，理想推力表达式是喷管压比(舌)和比热比Y的函数，如表2所示。当用定比热比计算时.这些理想的推力表达式有助于减少计算工作量，并由此得到所谓的wJT和AP推力计算方案。使用理想的无因次量简化了用数字计算机直接计算真

30、实的燃气性质的工作。在选择喷管系数时，w厅和AP方案提供了一种选择。4.4.3 换算参数发动机性能是进气温度和压力的函数。将数据换算到标准进气状态，可以消除很多的从属关系，易于将部件和发动机的性能参数简化成单值面数。选定海平面标准大气温度Tsm和标准大气压力Psro为标准状态，无因次温度和压力的修正系数为:。=二，S=J二;J_ S1D r S1D 则无因次进气总温和总压变成:n TG M一n Fa - -叫2-T，咽V , - Psro 则换算的(或修正的)发动机的主要性能参数为:净推力:乎也t.215 HB/Z 311-98 回I/1 进口空气质量流量2Jt二。理想喷管性啧管状态能的无因次

31、量不堵塞2)f飞APso 堵塞到不堵塞w ./RT, AsP, 堵塞不堵塞Fc w ./Rf, 堵塞注:1) A. = A , , 2)旦I7A, ci 外流/.fi: (C, (C，)育外流 巧11，飞行空气流量评定(W,T.) W, a.飞行空气流量评定(I/ ) W19 ) WI Vo 冲压阻力吃，P., P,n P. HB/Z 311-98 C. (F;) EjfjJJ空气流量确定。在)汁(川，)p，叫P. (C,) (几，)_jF N T P 修正的htt l77 净推力lfwJJ)29 F, 由空气流量确定叫7;) H idcomh W! Vn 冲压阻力b.飞行推力评定团24分开排

32、气的涡轮风扇发动机燃气流路喷管法通过测量喷管进口压力、温度以及喷管推力和流量系数，确定主气流的推力和空气流量。以缩尺模型的系数为基础，根据对发动机测量取样不确定度和其官影响的修正，并分析全尺寸试验数据来确定喷管的推力系数，而喷管流量系数则建立在模拟高空试车台的发动机试验数据的基础上。除了修正自由流的干扰效应外，主流各系数与在模拟高空试车台校准中确定风扇各系数所使用的系数相同。通过测量风扇喷管压力和温度以及采用模拟高空试车台试验确定的喷管推力和流量系数，确定风扇的推力和空气流量。风扇系数应修正自由流的干扰效应。将风扇与喷管的燃气流量相加，并对燃油流量和引气量进行修正后，确定进气道总的空气流量，进

33、而计算冲压阻力。该方法使用相同的测量参数和计算的空气流量确定总推力和冲压阻力，这样有利于降低因空气流量的不确定度引起的净推力的不确定度。应迸一步根据田/Z323中不确定度分析41 HB/Z 311-98 的结果选择飞行推力的确定方法。6.5.4 混合流动加力涡轮风扇发动机确定混合流动加力涡轮风扇发动机的飞行推力所采用喷管法示于图25中，有以下两种方法可供选择:a是法:b. -巳法。在F/AP法中，用喷管系数CG获得总推力CG由模拟高空试车台的相关试验得出并表示成喷管压比211和喉道面积岛的雨数。喷管进口压力P由涡轮排气压力凡的测量值，并加50 上计算修正加力燃烧室的压力损失得出，喷管喉道面积则

34、必须在飞行中进行测量。在一中，用喷管系数c.获得单位总推力.c.由模拟高空试车台的相关试验测出，并Wv1、表示成喷管压比和喉道面积的函数。在发动机进口温度、进口流量、引气流量和核心与加力燃烧室的燃油流量的基础上，用热平衡计算获得喷管的进口温度。对于以上两种方案，总的空气流量由风扇换算流量与低压转子换算转速的关系加上对雷诺数的修正而求得。7 校;住技术为确定飞行推力，应在地面试验设备(包括地面试车台和模拟高空试车台)上进行全尺寸发动机的校准试验和缩尺模型喷管、后机身及进气道的校准试验。在地而试验设备上，用全尺寸发动机的静止试验(无外流)和缩尺模型喷管的校准试验，测量在确定修正的飞行净推力中所需的

35、修正的总推力和空气流量特性等校准数据。飞机缩尺模型试验则用于确定推进系统与安装有关的各种力，这些安装力以符合推力阻力计算系统的方式实现了非安装推力和安装推力之间的联系。试验技术考虑了阪发动机空气流量、喷管面积和压比变化的外流影响。试验方法假设进气道和喷管影响相互独立，这适用于大多数的应用情况。对于同时存在进气和排气影响的场合，可采用推进模拟器，它能同时模拟空气流量、喷管面积和压比等。7. 1 7. 1. 1 一般要求为确定净推力，飞行试验应确定总推力和空气流量，以便计算冲压阻力。上校准飞行用的发动机的主要目的是将在飞行中测量的参数与空气流量和推力相关联，相关数据以飞行用的发动机或类似试验件的校

36、准为基础。用于确定发动机质量流量和风扇核心流的压气机流量特性图、涡轮导向器流量参数和其它内部截面的校准通常由部件试验或全尺寸发动机试验获得，喷管系数也应在发动机研制阶段的初期由全尺寸和模型喷管试验一起来获得。根据所选择的确定飞行推力方法的要求，飞行试验的发动机的校准由以下几部分构成.42 HBIZ 311-98 囚计算参数( )测量参数口FG 可7L_ -l ( FG. 弘-01(CC)( FG法!LJ马。-_ -一-，N呻力FtE 飞也们pr wcmJ川VA-EFctit-、Clt-Ad1-1 4lrMJr川I川tehF。二1) 略Jo, T T w (W , ) 也显二占。发动机热平衡43

37、 法的区别混合流加力涡轮风扇发动机燃气流路喷管法a.将现行的发动机性能模型进行校准，用于飞行试验;b.确定进气压力、进气也度和发动机压比对发动机性能的影响;C.产生或确定喷管系数;d确定压气机放气、功率分出和进气畸变对性能的安装效应;用虚线表示F/AP因25HB/Z 311-98 e.在规定的模拟高度和飞行条件下确定发动机的性能。校准应在以下几种形式的地面试车台和模拟高空试车台上进行:a.露天试车台;b.地面室内试车台;c模拟高空试车台;d.其它冲压设备。在发动机研制阶段，地面试验设备广泛用于持久试车、查寻故障、生产和翻修验收以及随后的对发动机的改进评价。校准飞行用的发动机或典型飞机的其它发动

38、机应采用具有空气流量和推力测量能力的试验设备。在上述四种设备中，模拟高空试车台提供了最大的灵活性，因为它可在评定飞行推力计划所要求的模拟飞行条件下进行校准，且能分别确定进气压力和温度对发动机性能的影响。校准时所使用的地面试验设备和测量仪表的类型主要受选定的飞行推力的评定方法、要求的精度和发动机型号的影响，例如，对带堵塞喷管的涡轮喷气发动机而言，飞行净推力可由发动机转速与空气流量的关系及喷管压比与换算总推力的关系来确定;也可通过推导喷管流量和推力系数得到类似的结果，在这两种情况下，可在露天试车台或地面室内试车台上获得所要求的相关数据。由于喷管是堵塞的，沿露天台或地面室内试车台所经历的发动机工作线

39、，喷管进口截面的流动状态仅随功率状态而变化;而喷管在非堵塞的情况下，喷管进口截面的流动状态将随多条发动机工作线及功率状态而变化。对于堵塞喷管而言，将海平面数据外推到更高的飞行速度的不确定度相对较小。但是，对加力涡轮风扇或高涵道比涡轮风扇发动机而言，如果要达到单轴涡轮喷气发动机的精度，则必需在模拟高空试车台上进行校准。在大多数发动机试验设备中，由于不能模拟后体流场，故外流对喷管性能的影响必须由全尺寸或模型风洞试验确定。在本指南的推力校准方法中，大多数流动变量用一维的平均参数表达。设计优良的试验校准过程.一般应以下列两种途径提供一维平均值2a.设汁试验设备的安装结构时，应使控制体边界上的压力和温度

40、梯度最小;b若存在梯度时，则应进行足够的测量以便确定适当的平均值。由lZ323推荐了在特定的试验设备上用给定的测量仪表或测量系统如何更好地确定平均流动参数的方法。推荐在地面校准和飞行推力评定中使用相同的压力、温度探头和位移传感器，并对数据采集部件周围的环境实施监视。尽管现有的数据采集系统日趋完善，但仍需要对其进行经常性的校准，并注意测量的可重复性和不确定度的分析。通常应在稳定的发动机状态下获得地面试验校准数据，但若所选择的飞行方法要使飞机作机动飞行，则飞行用的发动机校准可包括在准稳态环境条件下确定发动机的性能。通常应测量的发动机参数包括:空气流量、推力、压气机放气流量、功率分出、进气压力和温度

41、、涡轮出口压力和温度、转速、燃油流量、环境压力和许多其它可能的相关参数。若喷管和进气道几何可调，这些参数也应进行测量。为了提高发动机工作的可靠性，并保证数据的有效性，推荐在不同的日期，在露天试车台44 HB/Z 311-98 和地面室内试车台上进行发动机的重复校准。若要减少试验的重复次数，则应采用复杂的实时数据处理系统，对测量数据和其预估值进行互相校核。7. 1. 2 地面试车台7. 1. 2.1 露天试车台露天试车台基本上能直接测量总推力，但在测量校准和发动机试车过程中，测量仪表的环境条件应保持不变。因为只在地面静止条件下获得校准数据，所以高度和马赫数对发动机性能的影响必须用其它的方法来确定

42、，主要应考虑风速与风向和湿度对性能的影响，由于吸入结晶水或液态水对发动机性能的影响目前还只能用经验或半经验的方法进行评定，故不应在降雨时进行性能校准。在露天试车台上，发动机及己校准的工艺进气道(流量喷管)和支承结构是由挠性结构件支承的，该挠性结构件或固定于悬吊结构上，或固定于地面平台上(见图26)。作用于支承结构上的轴向力(推力)由应变片式的测力传感器测量。为防止热燃气回流被发动机重新吸入，车台应备有转动机构，可使发动机迎风。当风速为零时，试车台测得的推力、发动机总推力与净推力相等;但在非零风速条件下进行发动机试车时，则需对测得的推力进行修正。在迎风条件下试车时.应限制校准时的风速小于5m/s

43、.且风速稳定。7.1.2.2室内试车台在室内试车台(图27)上，发动机的安装及推力和流量的测量与在露天台上相似，因为墙壁的物理边界在发动机和附属结构上将会产生许多的附加力，故总推力测量中包含更多的因素，这些附加力可以根据将试车测量值与一台性能已确定好的发动机进行比较而得出，也可根据对所测的速度和压力进行计算而得出。对于不同的发动机型号，修正力的大小不同，故都应进行这种比较或计算。通过试车间的总空气流量应为发动机空气流量和排气引射而产生的二股流量之和。在给定的试车间横截面积内，推力修正值随试车间总流量的增加而增加，一般情况下，主导因素是自由流的动量。气流冲刷力和压力面积力直接与二股流量有关，一些

44、试车间有前部隔板，在这种布局中，气流的冲而IJ力可忽略不计，虽然通过试车间前部的总空气流量有所降低.但会使试车间前、后部的压差增大。在室内试车台上，简单流路发动机的总推力与试车台所测推力的关系表达式为:F = FM + Wo Vo +B +D. (40) 试车间的推力修正系数可由如下方法得出=a.和已校准的试车台进行比较;b.和已校准的喷管进行比较;c.根据试车间测量结果的半经验值进行计算;d叼利用工艺进气道，加上测量的面积和压力值。但是.a.和b.方法仅提供总的修正系数。推荐采用其它的方法对试车间的修正值进行检查，这样可以增加试验得出的修正系数的可靠程度，且可对将来试车间的改进提供技术基础。

45、在图27所示的试车台上测得的推力修正值的典型数据为:a. Wo Vo小于FG9的5%;45 / / / / F HB/Z 311-98 挠性结构/推力传感器、 飞图26J喜天试车台飞、飞-_一一一一+、_.r、-一-图27室内试车台b.n小于F币的2%;cn小于F阳的0.5%。不应采用低流量的发动机试车间校准较大的涡轮风扇发动机。7. 1. 3模拟高空试车台 一一-转台 F 哈比一- 燃气涡轮发动机的部件性能和转速匹配受高度和飞行速度的影响，但在地面试车台上的发动机校准不能确定这些影响，而模拟高空试车台的主要优点即在于发动机能在宽广的模拟飞行范围内进行试验，根据模拟高空试车台的能力，在整个啧管

46、压比工作范围内确定喷管系46 HB/Z 311一部数，并确定高度和进口条件对发动机性能的影响。模拟高空试车台由供气系统、高空试验舱和排气系统组成。图28和图29表示在高空试验舱中典型的发动机安装形式。供气系统包括空气压缩机、温度控制设督和压力或流量控制阀;调节空气通过流量测量装置或测量流量的管道供给发动机。进气管道应有密封(滑动连接)，可将固定结构与自由浮动的试车台架分开。发动机排气流经引射器或燃气收集器、燃气冷却器、流量控制阀和压缩机，排入大气。应控制并测量流入高空试验舱的冷却或吹风的雪气流量，并明确通过迷宫封严的泄漏量，这样可以将气流的冲刷力(支架阻力)作为总的二股流流量的函数。) 工作推力传感器钟形进气道空气流量主氏管一D/-, ) f 短舱后部Pylon 气排( ) Wl=二( FGl9 了出F一一一-一-一一一一-一-一可膨胀的橡胶罩或压力平衡密封试验舱图28悬挂式推力测量系统的高空试验舱模拟高空试车台应采用排气引射器，以便增加排气增压的能力。对单排气发动机而言，引射器的尺寸易于确定，且能较好地抽走试验舱内的燃气。对分开排气涡轮风扇发动机而言，则需要另一股清除燃气的空气来消除或减少排气的回流。通常应采用滑动连接来实现发动机进口的转接管与固定结构的隔断，并常使