QJ 3159.2-2002 弹用涡轮喷气发动机试验数据处理方法 第2部分 高空模拟试验.pdf

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1、 中华人民共和国航天行业标准FL 2840 QJ 3159.2 2002弹用涡轮喷气发动机试验数据处理方法 第 2 部分：高空模拟试验 Method of test data processing for missile used turbojet Part2: High altitude simulation test 20030201实施 20021120发布 国防科学技术工业委员会 发 布 QJ 3159.2 2002 前言 本标准分为三个部分： 第1 部分：台架试验； 第2 部分：高空模拟试验； 第3 部分：飞行试验。 本部分是标准的第2 部分。 本部分由中国航天科工集团公司提出。 本

2、部分由中国航天标准化研究所归口。 本部分起草单位：中国航天科工集团公司第三研究院三十一研究所。 本部分主要起草人：于守志、袁宁、何春茹。 20 QJ 3159.2 2002 弹用涡轮喷气发动机试验数据处理方法 第 2 部分：高空模拟试验 1 范围 本部分规定了弹用涡轮喷气发动机高空模拟试验中测量数据的处理方法。 本部分适用于弹用涡轮喷气发动机( 以下简称发动机) 高空模拟试验的数据处理。弹用涡轮风扇 发动机高空模拟试验数据处理可参照执行。 2 规范性引用文件 下列文件中的条款通过本部分的引用而成为本部分的条款。凡是注日期的引用文件，其随后所 有的修改单（不包含勘误的内容）或修订版均不适用于本部

3、分，然而，鼓励根据本部分达成协议的 各方研究是否可使用这些文件的最新版本。凡是不注日期的引用文件，其最新版本适用于本部分。 GJB 241 航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范 GJB 359 涡喷涡扇发动机性能的湿度修正规范 GJB 378 涡喷涡扇发动机性能的温度修正规范 GJB 721 涡喷涡扇发动机试车台校准规范 GJB 722 涡喷涡扇发动机试车性能修正规范 QJ 3159.1 2002 弹用涡轮喷气发动机试验数据处理方法 第1 部分：台架试验 3 符号 下列符号适用于本部分： m A 测量截面面积，单位为平方米（m 2 ）； m A 测量段进口外围截面面积，单位为平方米（m 2 ）

4、； 0 m A 288.15K时测量截面面积，单位为平方米（m 2 ）； 0 A 进气道进口截面面积，单位为平方米（m 2 ）； 3 A 燃烧室等直截面面积，单位为平方米（m 2 ）； 5 A 喷管出口有效截面面积，单位为平方米（m 2 ）； 5 A 喷管出口截面面积，单位为平方米（m 2 ）； 50 A 288.15K时喷管出口截面面积，单位为平方米（m 2 ）； 0 a 待定常数； 1 a 转速一次方项待定系数，单位为分每转(min/r) ； 2 a 转速二次方项待定系数，单位为二次方分每二次方转(min 2 /r 2 ) ； b 经验指数； F CH 推力的湿度修正系数； f CH 燃油

5、热值修正系数； gF CH 总推力的湿度修正系数； n CH 转速的湿度修正系数； 21 QJ 3159.2 2002 px CH 总压力的湿度修正系数； qa CH 空气质量流量的湿度修正系数； qf CH 燃油质量流量的湿度修正系数； tx CH 总温的湿度修正系数； F CT 推力的温度修正系数； gF CT 总推力的温度修正系数； n CT 转速的温度修正系数； px CT 总压力的温度修正系数； qf CT 燃油质量流量的温度修正系数； tx CT 总温的温度修正系数； f c 模拟状态耗油率，单位为千克每十牛小时（kg/(daNh)）； * f c 折合耗油率，单位为千克每十牛小时

6、（kg/(daNh)）； f c 给定状态耗油率，单位为千克每十牛小时（kg/(daNh)）； m c 流量校测的常数； pa c 干空气定压比热容，单位为焦耳每千克开尔文（J/(kgK)）； pav c 湿空气定压比热容，单位为焦耳每千克开尔文（J/(kgK)）； pe c 虚构燃气定压比热容，单位为焦耳每千克开尔文（J/(kgK)）； pgv c 燃烧产物定压比热容，单位为焦耳每千克开尔文（J/(kgK)）； pv c 水蒸气定压比热容，单位为焦耳每千克开尔文（J/(kgK)）； 5 c 喷管出口声速，单位为米每秒（m/s ）； d 进气含湿量； m e 流量校测的压比系数； F 模拟状态

7、推力，单位为牛顿（N）； * F 折合推力，单位为牛顿（N）； F 给定状态推力，单位为牛顿（N）； * F 0 地面状态折合推力，单位为牛顿（N）； b F 台架推力，单位为牛顿（N）； g F 模拟状态总推力，单位为牛顿（N）； ga F 气动法计算总推力，单位为牛顿（N）； gb F 台架推力法计算总推力，单位为牛顿（N）； gc F 模拟状态仿真计算总推力，单位为牛顿（N）； ge F 等冲压比状态仿真计算总推力，单位为牛顿（N）； sa F 气动法计算的推力，单位为牛顿（N）； sb F 台架推力法计算的推力，单位为牛顿（N）； f 油气比； * f 折合油气比； f 给定状态油气比

8、； d f 直接加热的油气比； 22 QJ 3159.2 2002 ( ) 5 5 p / p f t p 喷管出口压比函数； H模拟飞行高度，单位为米（m ）； H 给定状态飞行高度，单位为米（m ）； e H 等冲压比进气模拟状态飞行高度，单位为米（m ）； f H 燃油热值，单位为焦耳每千克（J/kg）； a h 干空气比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； e h 虚构燃气比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； m h 测量截面比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； tm h 测量截面总比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； 3 t h 燃烧室参数计算的涡轮进口总比焓，单位为焦耳每千克（J/k

9、g）； 4 t h 涡轮出口总比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； s t h 4 涡轮出口等熵膨胀总比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； 5 t h 喷管出口总比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； v h 水蒸气比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； 5 h 喷管出口比焓，单位为焦耳每千克（J/kg）； K 喷油环燃油在0 时的流通能力，单位为千克每秒0.5次方帕斯卡（kg/(sPa 0.5 )）； T K 迷宫阻力修正系数； L 理论空气量； y y L , L , L , L , L 2 1 22 12 11 中间参数； Ma模拟飞行马赫数； Ma 给定状态飞行马赫数； e Ma 等冲压比

10、进气模拟状态飞行马赫数； m 喷管总压耙测点总数； p m 测量截面总压测点总数； T m 测量截面总温测点总数； N 试验点数； n 转速，单位为转每分（r/min）； * n 折合转速，单位为转每分（r/min）； n 压差传感器个数； n 转速的算术平均值，单位为转每分（r/min）； 2 n 转速平方的算术平均值，单位为二次方转每二次方分(r/min) 2 ) ； H p 喷管出口环境压力，单位为帕斯卡（Pa）； H p 给定状态大气压力，单位为帕斯卡（Pa）； c p 发动机环境压力，单位为帕斯卡（Pa）； e p 等冲压比状态的模拟反压，单位为帕斯卡（Pa）； m p 测量截面静压

11、力，单位为帕斯卡（Pa）； tm p 测量截面总压力，单位为帕斯卡（Pa）； 0 tm p 调试状态测量截面总压力，单位为帕斯卡（Pa）； 23 QJ 3159.2 2002 tx p 模拟状态某截面总压力，单位为帕斯卡（Pa）； * tx p 模拟状态某截面的折合总压力，单位为帕斯卡（Pa）； tx p 给定状态某截面总压力，单位为帕斯卡（Pa）； txc p 模拟状态仿真计算的某截面总压力，单位为帕斯卡（Pa）； txe p 等冲压比状态仿真计算的某截面总压力，单位为帕斯卡（Pa）； t p 0 给定状态发动机来流总压力，单位为帕斯卡（Pa）； 2 t p 压气机出口总压力，单位为帕斯卡（

12、Pa）； 3 t p 涡轮进口总压力，单位为帕斯卡（Pa）； 4 t p 涡轮出口总压力，单位为帕斯卡（Pa）； 5 t p 喷管出口总压力，单位为帕斯卡（Pa）； d t p 5 设计状态喷管出口总压力，单位为帕斯卡（Pa）； 0 p 标准大气压力，p 0 =101325，单位为帕斯卡（Pa）； p 1 模拟的直连管道进口静压力，单位为帕斯卡（Pa）； 5 p 喷管出口静压力，单位为帕斯卡（Pa）； ma q 干空气质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； * ma q 折合空气质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； ma q 给定状态空气质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； mac q 模

13、拟状态仿真计算空气质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； mae q 等冲压比状态仿真计算的空气质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； mav q 湿空气质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； mf q 燃油质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； * mf q 折合燃油质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； mf q 给定状态燃油质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； mfc q 模拟状态仿真计算燃油质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； mfe q 等冲压比状态仿真计算的燃油质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； mgv q 燃气质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； mgvd q 设计状态

14、燃气质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； 0 m q 模拟进气质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； 5 m q 喷管排气质量流量，单位为千克每秒（kg/s）； ( m q ) 气体动力学函数，临界面积比； a R 干空气气体常数， ，单位为焦耳每千克开尔文（J/(kgK)）； 053 287. R a = av R 湿空气气体常数，单位为焦耳每千克开尔文（J/(kgK)）； e R 虚构燃气气体常数， ，单位为焦耳每千克开尔文（J/(kgK)）； 367 296. R e = g R 燃气气体常数初值， ，单位为焦耳每千克开尔文（J/(kgK)）； 4 287. R g = gv R 燃气

15、气体常数，单位为焦耳每千克开尔文（J/(kgK)）； v R 水蒸气气体常数， ，单位为焦耳每千克开尔文（J/(kgK)）； 507 461. R v = T绝对温度，单位为开尔文（K）； T H 大气温度，单位为开尔文（K）； 24 QJ 3159.2 2002 He T 等冲压比状态的大气温度，单位为开尔文（K）； T m 测量截面静温，单位为开尔文（K）； 0 m T 测量截面静温的迭代初值，单位为开尔文（K）； tm T 测量截面总温，单位为开尔文（K）； 0 tm T 调试状态测量截面总温，单位为开尔文（K）； tx T 某截面总温，单位为开尔文（K）； * tx T 某截面折合总温

16、，单位为开尔文（K）； tx T 给定状态某截面总温，单位为开尔文（K）； txc T 模拟状态某截面总温，单位为开尔文（K）； txe T 等冲压比进气模拟状态某截面总温，单位为开尔文（K）； t T 0 给定状态来流总温，单位为开尔文（K）； T t2 压气机出口总温，单位为开尔文（K）； T t3 燃烧室参数计算的涡轮进口总温，单位为开尔文（K）； T t3a 轴功率平衡的涡轮进口总温，单位为开尔文（K）； T t4a 气动法计算的涡轮出口总温，单位为开尔文（K）； T t4b 台架推力法计算的涡轮出口总温，单位为开尔文（K）； m t T 4 涡轮出口测量总温，单位为开尔文（K）； T

17、 t4s 涡轮等熵膨胀总温，单位为开尔文（K）； T t4s0 涡轮等熵膨胀总温的迭代初值，单位为开尔文（K）； T t5 喷管出口总温，单位为开尔文（K）； T t5a 气动法计算的喷管出口总温，单位为开尔文（K）； T t5b 台架推力法计算的喷管出口总温，单位为开尔文（K）； d t T 5 设计状态喷管出口总温，单位为开尔文（K）； w T 测量截面管壁温度，单位为开尔文（K）； 5 w T 喷管出口壁温，单位为开尔文（K）； 0 T 标准温度， ，单位为开尔文（K）； 15 288 0 . T = 5 T 喷管出口静温， 单位为开尔文（K）； T 50 喷管出口静温的迭代初值，单位为

18、开尔文（K）； f t 燃油温度，单位为摄氏度（）； m v 测量截面速度，单位为米每秒（m/s ）； v 0 模拟状态发动机飞行速度，单位为米每秒（m/s ）； v 0 给定状态发动机飞行速度，单位为米每秒（m/s ）； v 1 模拟的直连管道进气速度，单位为米每秒（m/s ）； v 5 喷管出口速度，单位为米每秒（m/s ）； y 发动机某一性能参数； * y 发动机某一折合性能参数； y 给定状态的发动机某一性能参数值； y 发动机某一性能参数的算术平均值； 25 QJ 3159.2 2002 ( Ma y ) 气体动力学函数； 余气系数； a 飞行攻角，单位为度（ ）； l 测量截面的

19、线膨胀系数，单位为每摄氏度（1/）； 5 l 喷管出口的线膨胀系数，单位为每摄氏度（1/）； v 燃油体膨胀系数，单位为每摄氏度（1/）； 飞行侧滑角，单位为度（ ）； 比热比， =1.4 ； av 湿空气比热比； g 燃气比热比的迭代初值， ； 33 1. g = gv 湿燃气比热比； g F 模拟状态与给定等冲压比进气模拟状态的稳态程序计算总推力差， 单位为牛顿 （N）； m p 测量截面总静压差，单位为帕斯卡（Pa）； tx p 对应 的某截面总压差，单位为帕斯卡（Pa）； g F ma q 对应 的空气质量流量偏差，单位为千克每秒（kg/s）； g F mf q 对应 的燃油质量流量偏

20、差，单位为千克每秒（kg/s）； g F H T 模拟状态标准温差，单位为开尔文（K）； H T 给定状态的标准温差，单位为开尔文（K）； He T 等冲压比进气模拟状态标准温差，单位为开尔文（K）； a t T 4 气动法涡轮出口总温偏差，单位为开尔文（K）； b t T 4 台架推力法涡轮出口总温偏差，单位为开尔文（K）； tx T 对应 的某截面总温差，单位为开尔文（K）； g F 测量段损失系数； a t T 4 气动法涡轮出口总温相对偏差； b t T 4 台架推力法涡轮出口总温相对偏差； b 燃烧效率相对偏差； 喷管损失系数，一般取 为0.01 0.02 ； 燃烧室局部阻力系数；

21、b 燃烧室参数计算的燃烧效率； ba 轴功率平衡的燃烧效率； c 压气机效率； t 涡轮效率； 燃烧室参数计算的加热比； a 轴功率平衡的加热比； m 测量截面速度系数； 0 m 调试状态测量截面速度系数； ( m ) 气动函数，测量截面静压与总压之比； c 压气机增压比； 26 QJ 3159.2 2002 t 涡轮膨胀比； f 燃油密度，单位为千克每立方米(kg/m 3 ) ； 模拟状态进气道总压恢复系数； 给定状态进气道的总压恢复系数； b 燃烧室总压恢复系数； i 测量截面至发动机进口的总压恢复系数； 0 i 调试状态的测量截面至发动机进口的总压恢复系数； 来流相对湿度； 进气道流量系

22、数； 发动机轴线与飞行方向的夹角，单位为度（ ）。 4 一般要求 4.1 试车台应按 GJB 721 的规定，通过各系统的校准和校准试验。 4.2 试车台的推力测量系统、 空气流量测量系统、 燃油流量测量系统、 压力测量系统、 温度测量系 统、发动机转速测量系统和发动机试验时的大气参数测量系统等按有关规定进行标定和检验，其精 度应符合 GJB 241 的有关规定。 4.3 试车台的进、出口条件应符合 GJB 721 的规定。 4.4 数据处理中的各测量参数的采集应同步。 4.5 使用直接加热器时，燃烧效率应大于 0.95 。 4.6 试验前给出发动机的喷管出口截面面积A 50 。 5 测量参数

23、 转速n ； 台架推力F b ； 测量截面总压力 ； tm p 测量截面总温T tm ； 测量截面总静压差 ； m p 来流相对湿度 ； 喷管出口环境压力 ； H p 发动机环境压力p c ； 压气机出口总压力 ； 2 t p 压气机出口总温T t2 ； 喷油环前燃油压力 ； ii p 燃油质量流量 ； mf q 涡轮出口测量总温T t4m ； 喷管出口静压力 ； 5 p 喷管出口总压力 ； 5 t p 燃油温度 ； f t 燃油热值 ； f H27 QJ 3159.2 2002 燃油体膨胀系数 ； v 燃油密度 。 f 6 计算参数 6.1 测量截面总压力 tm p 总压耙各测量点按面积律分

24、布，测量截面总压力 按下式计算： tm p = = p m i tmi p tm p m p 1 1 . （1 ） 6.2 测量截面总温 tm T 测量截面总温 按下式计算： tm T = = T m j tmj T tm T m T 1 1 （2 ） 6.3 测量截面静压力 m p 测量截面静压力 按下式计算： m p( = = n i i tmi m p p n p 1 m 1 ) . （3 ） 6.4 湿空气质量流量 mav q 湿空气质量流量 按下列各式计算： mav q + = m t m m m / m tm b tm m / tm av m t m mav p p e c p p

25、 ln p p T R p A q 2 1 2 1 2 . （4 ）( ) 0 w 0 2 1 T T A A l m m + = （5 ） d f d . f . . d f d R f R R R d d d v d e a av + + + + = + + + + = 1 507 461 367 296 053 287 1 . （6 ） 5 10 1 24 45 3 7755 0 + = tm tm m tm T p p T . . b （7 ） 6.5 进气含湿量 d 进气含湿量 按QJ 3159.1 2002中公式(5)计算。 d 6.6 6 干空气质量流量 ma q 干空气质量流量

26、 按下式计算： ma qd mav ma f d q q + + = 1 （8 ） 6.7 油气比 f 油气比 按下式计算： fma mf q q f = （9 ） 6.8 余气系数 28 QJ 3159.2 2002 余气系数 按下式计算： L q q mf ma = . （10 ） 6.9 喷油环流通能力 K 喷油环流通能力K 按QJ 3159.1 2002中公式（12）计算。 6.10 压气机增压比 c 压气机增压比 按下列各式计算： c tm i t c p p 2 = （11 ） tm tm tm tm m m i i T T p p ) ( q ) ( q ) ( 0 2 0 0

27、0 1 1 = （12 ） () ) ( m m ) ( m q 1 1 2 1 1 1 1 1 2 1 + + = . （13 ） () ) ( m tm m m p p 1 2 1 1 1 + = = . （14 ） 如果已有 与 的校准曲线，回归为： i m . （15 ） 2 1 m i = 6.11 压气机效率 c 对亚声速涡轮喷气发动机， 用直接加热器加热模拟来流温度时， 由于温度和相应的油气比很小， 计算时可忽略进入发动机的气体成分的影响，按QJ 3159.1 2002 中6.7计算，用T t1 替代T H 。 6.12 通用压气机特性图中共同工作点的修正 通用压气机特性图中共同

28、工作点的修正按QJ 3159.1 2002 中6.8计算。 6.13 轴功率平衡的涡轮进口总温 a t T 3 轴功率平衡的涡轮进口总温 按QJ 3159.1 2002 中6.10计算。 a t T 3 6.14 轴功率平衡的加热比 a 轴功率平衡的加热比 按下式计算： a 2 3 t a t a T T = . （16 ） 6.15 轴功率平衡的燃烧效率 ba 轴功率平衡的燃烧效率 按QJ3159.1 2002 中6.12计算。 ba 6.16 燃烧室参数计算的燃烧效率 b 燃烧室参数计算的燃烧效率 按QJ 3159.1 2002 中6.13计算。 b 6.17 燃烧室参数计算的加热比 燃烧

29、室参数计算的加热比 按QJ 3159.1 2002 中6.14计算。 6.18 燃烧效率相对偏差 b 29 QJ 3159.2 2002 燃烧效率相对偏差 按QJ 3159.1 2002中公式（45）计算。 b 6.19 模拟飞行马赫数 、高度 H 和标准温差 Ma H T 由测量截面总温 、总压力 和喷管出口环境压力 按下列各式计算模拟飞行马赫数Ma 、 高度H和标准温差 ： tm T tm p H p H T + = 2 2 1 1 Ma T T H tm . （17 ） H11000m. （18 ） H H T H . . T + = 0065 0 15 288H 11000m . （1

30、9 ） H H T . T + = 65 216 ) ( H i tm Ma p p 1 2 2 1 1 + = . （20） ( ) 2588 5 4 10 225577 0 1 101325 . H H . p = H11000m. （21） ( ) 11000 10 576885 1 exp 22632 4 H . p H = H 11000m . （22） ( ) , , , Ma a = . （23） () ) ( ) ( a H tm mav R Ma y p A T q 1 1 0 2 1 + + = . （24 ） () 5 0 2 ) 1 ( 2 1 2 1 1 1 2 .

31、) ( Ma Ma Ma y + + = + （25 ） 当喷管为亚临界状态时， 已知喷管出口环境压力 ，按 公 式(20)、（23 ）、（24） 迭代计算模 拟飞行马赫数 ，其中 按公式（12 ）或（15）计算。按公式(21) 或(22)中的 计算高度H 。 按 公式（17）计算 。按公式(18) 或(19)计算模拟状态标准温差 。 H p Ma i H p H T H T 当喷管为临界状态或不完全膨胀状态时， 按公式 （17）（25） 赋值高度 H ， 迭代计算模拟飞 行马赫数 和高度 Ma H ，其 中 按公式 （12）或（15） 计算。 模拟状态标准温差 与给定状态的 标准温差 应相等

32、。 i H T H T 6.20 模拟状态的发动机推力 6.20.1 台架推力法计算的推力 sb F 台架推力法计算的推力 按下列各式计算： sb F () ( ) ( ) ( ) A A p p K p p A v cos v q F F m H c T H m m b sb 5 1 1 0 0 + = . （26 ） mav m q q = 0 （27 ） H av av T R Ma v = 0 . （28 ） 30 QJ 3159.2 2002 pav av av c R = 1 1 . （29 ） d pv pe d pa pav f d dc c f c c + + + + = 1

33、 . （30 ） 3 8 2 4 2 2 10 7880568 6 10 6579858 1 10 7895023 6 10 7036255 9 T . T . T . . c pa + + = . （31 ） 7 19 6 15 5 12 4 8 3 5 2 2 2 10 8624720 1 10 8985621 1 10 0776897 8 10 8477467 1 10 4334933 2 10 8677290 1 2361175 9 10 0897922 3 T . T . T . T . T . T . T . . c pe + + + + = （32 ） 3 7 2 4 1 10

34、9956355 1 10 8588530 5 10 0676545 1 4950 1789 T . T . T . . c pv + + = （33 ） m v v = 1 （34 ） m p p = 1 （35 ） m tm h h v = 2 2 1 （36 ） m m m av mav A p T R q v = 1 （37 ） m T T d v e d a m d f dh h f h h = + + + + = 1 （38 ） 4 8 3 4 2 2 2 10 6970142 1 10 5526619 0 10 3947512 3 10 7036255 9 T . T . T .

35、T . h a + + = （39 ） 4 8 3 4 2 2 3 10 9890888 4 10 9529510 1 10 3382725 5 10 7894950 1 T . T . T . T . h v + + = （40 ） 8 20 7 16 6 12 5 9 4 6 3 3 2 2 4 10 3280900 2 10 7122309 2 10 3462819 1 10 6954934 3 10 0837331 6 10 2257634 6 6180588 4 10 0897922 3 10 1115082 7 T . T . T . T . T . T . T . T . . h

36、 e + + + + + = （41 ） 286 0 0 . tm m tm m p p T T = （42 ） ( ) 0 5 5 50 5 2 1 T T A A w l + = . （43 ） 31 QJ 3159.2 2002 总温与总比焓的函数关系和静温与静比焓的关系相同。 按公式 （28 ） （33）计 算 。按 公 式 （36）、（37）、（42）赋值 迭代计算 0 v m T 1 v 。按公式（43）计算 5 A 。按公式(26)计算推力 ， 其 中K sb F T 由迷宫校测得出。 6.20.2 气动法计算的推力F sa气动法计算的推力F sa 按下列各式迭代计算： ( )

37、cos v q p p A v q F m H m sa 0 0 5 5 5 5 + = . （44 ） ( ) d f f q q d ma m + + + = 1 5 . （45 ） ( ) 5 5 5 2 h h v t = . （46 ） 5 5 5 5 5 v p T q R A m gv = . （47 ） = 5 5 5 5 p p f A A t p . （48 ） = 5 5 5 5 t T T pgv t gv T dT c p p ln R （49 ） () ( ) d f f d . f f . . d f f dR f f R R R d d d v d e a gv

38、 + + + + + + = + + + + + + = 1 507 461 367 296 053 287 1 . （50 ） ( ) 5 1 5 T T d v e d a d f f dh h f f h h = + + + + + + = . （51 ） ( ) d f f dc c f f c c d pv pe d pa pgv + + + + + + = 1. （52 ） m p p m i i t t = =1 5 5 . （53 ） 5 5 T R c gv gv = . （54 ） pgv gv gv c R = 1 1 . （55 ） 当喷管为临界状态或不完全膨胀状态时，

39、 直接测量 时， 喷管出口静温的迭代初值 按下式 计算： 5 t p 50 T 2 5 5 2 5 5 1 2 50 00135 0 1 2 = + = + mgv t mgv t ) ( g g g q A p . q A p R T g . （56 ） 当喷管为临界状态或不完全膨胀状态时，直接测量 时，喷管出口静温的迭代初值 按下式 计算： 5 p 50 T32 QJ 3159.2 2002 2 5 5 2 5 5 50 00463 0 = = mgv mgv g g q A p . q A p R T .(57) 由试验时测得的喷管出口壁温 或已知 与 的近似关系，按公式(43)计算喷管

40、出口截面 面积 。 5 w T 5 w T m t T 4 A 5 当喷管为亚临界状态时，必须同时测量 和 。按公式(48)计算A 5 p 5 t p 5 。按公式（31）（33）、 （39）（41）、（45）（47）、（49）（52）赋 值T 5 迭代计算v 5 、 、 ， 迭代计算时， 与 的关系和 与 的关系相同。按公式（44）计算推力F 5 t T 5 T 5 t h 5 t T 5 h 5 T sa 。 当喷管为临界状态或不完全膨胀状态时， 。 直接测量p 5 5 c v = 5 时： 按公式 （31 ） （33 ） 、 （39 ） （41）、（45）（52）、（54）、（55）赋值

41、T 5 迭代计算v 5 、 、 、 、 ，迭代计算时， 与 的关系和 与 的关系相同。按公式（44） 计算推力F 5 t T 5 T 5 t p 5 A 5 t h 5 t T 5 h 5 T sa 。直接测量 时：仍用以上公式 和方法， 赋值 迭代计算v 5 t p 5 T 5 、 、 、 、 。按 公 式（44） 计算推力 。 同时测量 和 时：不用公式（43）计算的 ， 按公式（46）、（49）、（54）及相关公式，赋值 迭代计算v 5 t T 5 T 5 t p 5 A sa F 5 p 5 t p 5 A 5 T 5 、 、 。按公式（47）计算A 5 t T 5 T 5 。按公式（

42、48）计算 5 A 。按公式（44）计算推力 。 sa F 同时用两种方法计算推力时，优先采用台架推力法。 6.21 模拟状态耗油率 f c 模拟状态耗油率 按下式计算： f c F q c mf f 36000 = . （58 ） 6.22 涡轮出口总温 和 a t T 4 b t T 4 用台架推力法计算推力F sb ， 当喷管为亚临界状态时， 按公式(44) 用 替代 计算v sb F sa F 5 。 按公式 (39) (41) 、 (51)赋值 ，用 替代 5 T 5 T T 计算 。按 公 式 (46)计算 。按 公 式 (39) (41)迭代计算T 5 h 5 t h t5 ( 记 为 ) ， 并有 = 。 按公式(49)计算 。 按公式(48)计算 5 （其中 按公式(43)计算） 。 按公式(47)计算 ，直 至 与 之差小于规定值。 当喷管为临界状态或不完全膨胀状态时， 按公 式(54) 、(44) 、(46) (49)赋值 迭代计算v b t T 5 b t T 4 b t T 5 5 5 / p p t 5 / A A 5 A 5 p 5 p H p 5 T 5 、 5 T、 、 、 、 。 5 p 5 t p b t T 5 5