航空发动机压气机级问参数测量方法
(完整版)航空发动机试验测试技术
航空发动机试验测试技术航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。
在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。
试验测试技术是发展先进航空发动机的关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部件和整机性能的重要判定条件。
因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。
从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验，一般也将全台发动机的试验称为试车。
部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组件的强度、振动试验等。
整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试验等。
下面详细介绍几种试验。
1进气道试验研究飞行器进气道性能的风洞试验。
一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主要是验证和修改初步设计的进气道静特性。
然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。
进气道与发动机是共同工作的，在不同状态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。
实现相容目前主要依靠进气道与发动机联合试验。
2，压气机试验对压气机性能进行的试验。
压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出不足之处，便于修改、完善设计。
压气机试验可分为：(1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。
航空发动机烟气的测量方法
航空发动机烟气的测量方法
航空发动机烟气的测量方法主要包括以下几种：
1. 热电偶法：该方法基于热电效应原理，通过测量烟气与参考气体的温差电动势来推算烟气的温度。
这种方法具有测量准确、响应速度快、稳定性好等优点，但需要定期校准和清洁热电偶，以避免因污染和氧化导致测量误差。
2. 光学法：光学法是基于光的吸收、散射和干涉等原理来测量烟气参数的方法。
例如，红外光谱法可以用于测量烟气中的CO、CO2、H2O等组分浓度。
光学法具有非接触、无干扰、测量范围广等优点，但容易受到烟气中颗粒物和光学元件污染的影响，需要定期清洁和维护。
3. 电化学法：该方法利用电化学反应来测量烟气中的某些组分，如O2、NOx等。
电化学法具有测量准确、响应速度快、成本低等优点，但需要定
期更换电化学元件，以避免因老化或污染导致测量误差。
4. 激光雷达法：该方法利用激光雷达技术来测量烟气中的颗粒物浓度和粒径分布。
激光雷达法具有测量范围广、精度高、非接触等优点，但需要复杂的光学系统和数据处理技术，成本较高。
在实际应用中，根据具体的测量需求和条件，可以选择适合的测量方法。
航空发动机压气机工作温度_概述及解释说明
航空发动机压气机工作温度概述及解释说明1. 引言1.1 概述航空发动机是现代飞行器的核心部件，其中压气机作为发动机的关键组成部分，在提供必要的气流压缩与推进力方面发挥着重要的作用。
而在压气机正常运行中，其工作温度是一个重要的影响因素。
本篇文章将对航空发动机压气机工作温度进行全面概述与解释说明。
1.2 文章结构本文将按照以下结构展开对航空发动机压气机工作温度的讨论：- 引言：对文章目的、内容和结构进行概述。
- 航空发动机压气机工作温度的重要性：探讨压气机在航空发动机中的作用，以及温度对其性能的影响及相关限制因素。
- 航空发动机压气机工作温度的测量与监控方法：介绍不同类型和原理的温度传感器，以及设计和实施压气机温度监控系统所需考虑的问题和应急措施。
- 对航空发动机压气机工作温度限制的解释：详细说明制造商规定和技术标准指南对压气机温度限制的要求和依据，以及飞行员操作手册中关于压气机温度限制的说明。
同时还探讨在维修和维护中如何监控和调整压气机温度的方法和程序。
- 结论：对航空发动机压气机工作温度进行总结，并提出对于压气机温度控制和监控的建议与展望。
1.3 目的本文旨在全面介绍航空发动机压气机工作温度这一重要方面，并深入阐述其对发动机性能的影响以及相应的监控和调整方法。
通过本文，读者可了解到航空发动机压气机工作温度相关知识，并为实际生产、运营与维护提供参考与指导。
2. 航空发动机压气机工作温度的重要性2.1 压气机在航空发动机中的作用压气机是航空发动机的核心组件之一，它负责将大量的气体吸入发动机并通过压缩提高气体的密度，从而产生更大的推力。
压气机可以分为低压和高压两个部分，并通过复杂的转子和定子构造实现高效率的工作。
它起着将外界空气往后排送、为燃烧室提供所需进口条件和增加末级推力等关键功能。
2.2 温度对压气机性能的影响航空发动机中，良好的工作温度对于保证压气机性能至关重要。
具体来说，适宜的工作温度可以确保良好的动力输出、有效地吸取外界空气并进行良好的压缩，从而提供足够强大且稳定的推力。
航空发动机压气机叶片检修技术
航空发动机压气机叶片检修技术摘要：航空发动机在使用或经过长时间试验后，在分解检查过程中会发现部分压气机叶片存在损伤，而压气机叶片价格及其昂贵，更换新件将大大提高成本。
因此，本文介绍了降低航空发动机压气机叶片使用成本的检修技术，包含叶片的清洗、外观故障检查（以下简称故检），无损检测、叶型修理、叶型测量、叶根喷丸强化，叶片表面振动光饰等在内的先进修理技术。
【关键词】航空发动机压气机叶片修理技术航空发动机的压气机叶片工作条件非常恶劣，处于高温、高压、高转速、高离心力的状态。
特别是军用战斗机的发动机，因为作战机动，不断出现快速调整姿态等需求，导致为战斗机提供动力的航空发动机出现快速交变温差，工作条件的恶劣程度更是呈指数级增长。
因此，在航空发动机叶片的设计和制造上，都采用了性能优异但价格昂贵的钛合金和高温合金材料以及复杂的制造工艺。
在维修时，采用先进的修理技术对存在缺陷和损伤的叶片进行修复，可延长使用寿命，减少更换叶片，提高经济收益。
为了有效提高航空发动机的工作可靠性和经济性，压气机叶片先进的修理技术日益受到重视，并获得了广泛的应用。
1.修理前的处理与检测压气机叶片在实施修理工艺之前，需开展必要的预处理和检测，以清除其表面的附着杂质；对叶片损伤形式和损伤程度做出评估，从而确定叶片的可修理度和采用的修理技术手段。
1.1清洗压气机叶片使用过后，容易吸附空气中的杂质，从而在叶片表面黏附有沉积物，部分沉积物经过高温氧化腐蚀后产生热蚀层，这些沉积物影响了气流的运动，导致压气机的效率下降，同时沉积物也掩盖了叶片表面的损伤，不便于检测。
因此，叶片在进行检测和修理前，要清除沉积物。
1.2故检叶片修理前，需针对其外部的损伤类型，损伤程度等进行故检，以判断是否可以继续使用，及确定相应的修理方案。
故检是维修过程的重要工序，整个发动机的制造（维修）成本控制，很大部分来自故检工序，因此众多维修厂都对故检工作极为重视。
1.3无损检测无损检测是在不损害或不影响叶片使用性能,不伤害叶片内部组织的前提下，利用叶片内部结构异常或缺陷存在引起的热、声、光、电、磁等反应的变化，以物理或化学方法为手段，对叶片内部及表面的结构、状态及缺陷的类型、数量、形状、性质、位置、尺寸、分布及其变化进行检查和测试的方法。
某型发动机压气机出口气动参数的测量分析
0.4 0 5
0.5 6 掉 速、 力 1 转 推 小
/
从表 1， 中可以看出: 2 ( 1 在相同的工作转速下， ) 正常发动机压气机 出口的压力值非常接近。
// /
/
图4 引导套管及倒角的引流孔局部
(2 发生喘振故障的发动机与正常发动机的压 ) 气机出口 压力值无明显差别。 (3 正常发动机在最高转速(4 0 r min 时， ) 7 / ) 压 气机出口 第2 测点压力为0. 5 6 一0. 56 M ( 绝 3 5 P a
(3) 测试系统:测试系统如图1 所示， 测点位置 如图2 所示。
争 偿电码 卜
2
测量条件
图 1 测试系统
测点位置
2. 1 发动机测点的选择 选择发动机中介机匣用于向飞机座舱输送增压 空气的输气 口作为测试孔， 孔径为 1 mm， 0 深度为
80mm。
2. 2 试车台测试条件 由于受到中介机匣飞机座舱输气口的孔径、 插 人深度和位置以及复杂的流道气流的限制， 要保证 测压管对准气流方向， 准确测得压气机出口的压力 及温度， 对测试用探针设计和安装的要求很高;又由 于测试系统调试时间和占 用试车台的时间长， 对发 动机试车任务有一定影响， 因此， 必须保证测试的准 确性， 并需提供一定数量的测试用发动机。
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航空发动机原理与构造实验报告
航空发动机原理与构造实验报告实验名称：小型轴流式压气机实验授课班级：100146C授课教师：姓名：学号：一、实验目的：1、加强对压气机流量特性的理解。
2、进一步提高动手能力。
二、实验内容：包括压气机相关参数的测量、计算以及流量特性曲线的绘制。
三、基本概念：压气机特性：压气机的性能参数增压比和效率随工作参数流量；转速；进入压气机空气的总温；总压的变化规律称为压气机特性。
压气机的流量特性：在进入压气机空气的总温和总压保持不变的情况下，压气机的增压比和效率随进入压气机空气的流量和压气机转速的变化规律称为压气机的流量特性。
四、试验台部件：1、进口导流盆。
2、可调进口导流叶片。
3、转子叶轮。
4、出口导流叶片。
5、动力系统。
、6、进口整流罩和出口整流锥。
7、出口节流阀。
8、试验台支架。
五、实验原理：压气机在任何转速下工作，在一定的流量范围内，随着流量下降，增压比上升；随着流量继续下降，增压比开始下降。
当减小到一定程度时，压气机进入不稳定工作。
这是由于气流量减小，气流轴后速度减小，气流的正攻角增大。
气流在叶背的分离将更严重，压气机的效率降低，增压比下降。
六、数据处理：数据如下表：Pt0（Pa）Tt0（K）P1（Pa）Pt4（Pa）P4（Pa）Mass（K/S）（度）20 99864 300.32 99828 99953 99917.13 1.78630 99876 300.33 99846 99992 99968.54 1.66540 99889 300.36 99867 100058 100035.13 1.39445 99895 300.37 99876 100083 100066.35 1.29050 99898 300.38 99886 100046 100044.24 1.048七、特性曲线绘制：通过得到静压升作为纵坐标。
把流量作为横坐标可得到流量特性图。
流量特性图八、实验总结：由流量特性图可以看出：初始阶段，随流量下降，增压比上升；达到峰值以后，随流量继续下降，增压比开始下降。
航空发动机压气机叶片型面检测技术
中，控制系统采用上控机，以ＴＲ００８
数控系统平台为基础进行开发，实现
了测量仪的运动控制、数据采集、光
栅准确计数等功能。ＴＲ００８是清华 大学精仪系制造工程研究所正存开 发和完善的普及型数控系统平台，其 软件争郜由ｃ程序设计语言实现。 处理系统采用ＰＣ机，以基于Ｗｉｎ一 ｄｏｗｓ系统的ＭＡＴＬＡＢ作为软件开 发１二具，以实现测量数据的处理、曲 线拟合造型、参数辨识等功能。两台 不同系统计算机之间的数据传输采 用了建立无盘工作站的方法来实现，
３陈凯云，叶佩青，俞学兰，等·航空压
主嚣！盖ｉ雷：：型苎ｉ竺研究·仪器仪表
４张国雄．三坐标测量机．天津：天津 大学出版社，１９９９．１１３～１１７（责编晓霸）
４８航牵翩造技术·２００７年第１ｌ期
万方数据
青海大学机械系 清华大学精仪系
俞学兰 叶佩青
叶片是关系到发动机性能的高负荷零件。严格控制叶 片的制造质量，是叶片制造中的关键问题。因此，叶片的检 测技术非常重要，在叶片制造的总工作量中叶片检测工作 量占相当大的ＥＥ例。
俞学兰 硕士。青海大学机械系讲师，主
要研究方向为数控加工。
叶片是关系到发动机性能的高 负荷零件。严格控制叶片的制造质 量，是叶片制造中的关键问题。因此， 叶片的检测技术：｛｝常重要，在叶片制 造的总工作量中叶片检测工作量占 相当大的比例“１。
即为理想标准叶片； 失真或无法计算的现象，而激光测量
制造误差很小时即 仪ｎ Ｊ以真实地反映叶片边缘的形状。
为样板叶片，此时制 表２从测量的精度、速度以及可靠性
圈３二维图形显示界面
造误差对测量结果 等方面将四坐标激光测量仪与三坐
的影响不明显。在 标测量机两种测量方式进行叶片测
密转台，配合非接触式激光测头进行 试验巾选用某型样板叶片对测量结 量的结果进行了比较。
航空发动机设计手册第8册—压气机
航空发动机设计手册第8册—压气机航空发动机作为飞机的心脏，其设计和性能直接影响飞机的安全和效率。
在航空发动机设计手册的第8册中，压气机是其中一个关键的部分，其设计和性能对发动机整体性能起着至关重要的作用。
在本文中，我们将深入探讨压气机的设计原理、工作特性以及对整体发动机性能的影响。
1. 压气机的基本原理压气机是航空发动机中的一个关键部件，其主要作用是将气体压缩，提高进气气流的压力和温度。
压气机通常由多级叶片和转子组成，通过叶轮的旋转将气体压缩，使其达到所需的进气压力。
压气机的设计需要考虑叶轮的叶片角度、叶片数目、叶片材料等因素，以实现高效、稳定的压缩过程。
2. 压气机的工作特性压气机在工作过程中会产生压力脉动和振动问题，这对发动机的可靠性和性能造成一定的影响。
在设计压气机时，需要考虑叶轮和转子的结构强度、动力平衡等问题，以减小振动和噪音，提高压气机的工作稳定性和可靠性。
压气机的流场特性对压气机的压缩效率和性能影响巨大，需要通过流场仿真和试验验证来优化设计。
3. 压气机对整体发动机性能的影响压气机的设计和性能直接影响整体发动机的性能和效率。
压气机的压缩效率、气动性能和工作稳定性会影响发动机的燃烧过程、推力输出和燃油消耗，直接关系到飞机的飞行性能和经济性。
在设计压气机时，需要综合考虑压气机与其他部件的协调配合，以实现最佳的整体性能和效率。
总结回顾通过对航空发动机设计手册第8册—压气机的深入探讨，我们对压气机的设计原理、工作特性以及对整体发动机性能的影响有了更深入的了解。
压气机作为航空发动机中的关键部件，在提高发动机性能和效率方面发挥着重要作用。
在今后的发动机设计和优化过程中，需要继续关注压气机的设计和性能问题，以实现更高水平的发动机性能和效率。
个人观点和理解作为发动机设计师，我深知压气机在航空发动机中的重要性。
压气机的设计和性能直接关系到整体发动机的性能和效率，对整个飞机的飞行性能和经济性影响巨大。
航空发动机试验测试技术
航空发动机试验测试技术航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。
在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。
试验测试技术是发展先进航空发动机的关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部件和整机性能的重要判定条件。
因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。
从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验，一般也将全台发动机的试验称为试车。
部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组件的强度、振动试验等。
整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试验等。
下面详细介绍几种试验。
1进气道试验研究飞行器进气道性能的风洞试验。
一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主要是验证和修改初步设计的进气道静特性。
然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。
进气道与发动机是共同工作的，在不同状态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。
实现相容目前主要依靠进气道与发动机联合试验。
2，压气机试验对压气机性能进行的试验。
压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出不足之处，便于修改、完善设计。
压气机试验可分为：(1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。
某型压气机级间流场测量及数据分析
试 验是在 贵 州航 空发 动机研 究 所 单 、多 级 压气
机试验 台 上进行 的 ， 备简 图见 图 １ 设 。该试验 台 为敞
开式 试验 台 ， 由一 台 改装 后 的 Ａ ２ Ｋ型 发 动机 的 Ｈ一 ０ 燃 烧 室和涡 轮作 为动 力 装罱 。最大 功 率 ８ １０Ｋ ． ０ Ｗ 最人转 速 １ ０ ｒｉ。 力 装置所 需 高压 空气 由空 ２３ ０ｒ ｎ 动 ／ ａ
Ｉ
ｉ
３
１ ０
ｌ 防尘网 一
２ 进 Ｌ流量管 － ， Ｊ
３ 一进气节 气门 ４ 稳压甜 一
７ 测扭 器 一 ８ 动 力 ｊ 气 系 统 ～ 』 ｝
５ 压 气 机 试 验 件 ６ 排 气 节 气 门 一 一
９ 一动力装置
ｌ～动 排气管 １ 动 力进气蒯 Ｏ 卜一
Ｌ— ｎ Ｉ Ｙｏ ｇ
（ ｕｚｏ ｅｏＥ ｇ ｅＩｓ ｔｔ， ｉｇａ５ ， ｈ ａ Ｇ ｉ ｕＡ ｒ ｎ ｉ ｔｕｅ Ｐｎ ｂ ６ ２ Ｃ ｉ ） ｈ ｎ ｎｉ １０ １ ｎ
Ａｂ ｔａ ｔ Ｔ ｒ ｕ ｈ ｔｅ ｍｅ ｓ ｒｍｅ ｔｏ ｗ － ｉ ｎ ｉｎ ｌｆ ｗ ｆ ｌ ｆ ｒａ ｌｗ ｐ ｅ ｓ ｒ ｘａ ｏ ｒｓｏ ｓｒ ｃ ： ｈ ｏ ｇ ｈ ａ ｕ ｅ ｎ ｆｔ ｏ ｄｍｅ ｓｏ ａ ｏ ｅｄ ａｔ ｏ － ｒｓｕｅ ａ ｉｌｃ ｍｐ ｅｓ ｒ ｌ ｉ ｅ
ｒ ｔｒ ｓ ｇ ｔ ｐ ｅ ｃ ｌ ｆ ｅ ｈ ｌ ｓｐ ｅ ｓ ｒ — ｒ ｂ ｎ ａ ｆ ｌ ｓｚ ｏ ｒ ｓ ｏ ｅ ｔｒ ， ｃ ａ ａ ｔｒｓｉ ｓ ｏ ｏ ｏ ｔ ｅ ｗｉ ｓ ｈ ｒ ａ ｖ － ｏ ｅ ｒ ｓ ｕ ｅ ｐ ｏ ｅ ｏ ｕ ｌ ｉｅ ｃ ｍｐ ｅ ｓ ｒ ｔｓ ｉ ａ ｈ ｉ ｉ ｇ ｈ ｒ ｃ ｅ ｉｔ ｆ ｃ
第9章--飞机飞行参数传感器及检测
航空检测技术
AccuStarⅡ DAS20双轴倾角传感器 详细说明:
类 型:双轴倾角传感器 量 程:±20° 精 确 度:0.01 输 出:比例,脉宽调制 供电电源:5-15vdc 工作温度:-30℃~65℃ 电气连接:板载式 特 点:双轴,双功能,高性价比、高精度的OEM产 品
典型应用:车轮定位,平面水平,测量摇晃,手动吊 9.3臂5 折叠保护,天线平衡
航空检测技术
4239攻角传感器,标准输出:攻角AOA,α (Angle Of Attack)或侧滑角AOS,β (angle of
sideslip ),用于小型、中型飞机,加热。
9.30
航空检测技术
YK100600空速管、攻角 传感器/侧滑角传感器系 统（不加热,直前端）,其 输出量有总压、静压、 AOA、AOS。用于非常 高速的飞行器,非结冰条 件。 YK100700空速管、攻角 传感器/侧滑角传感器系 统（加热,高速度）
9.24
航空检测技术
9.25
航空检测技术
3、零差压式迎角传感器
由探头,气室, 浆叶和角度变 换器等组成。
9.26
航空检测技术
安装在机身或机头侧面,探头旋转轴垂直 于飞机对称面,并使进气A、B的对称面与翼弦 方向平行。
零压式迎角传感器有较好的阻尼,输出的 电信号比较平稳,精度也很高(可达0.1°)。传 感器中只有锥形探头（约10厘米长）露在飞 机蒙皮之外,对飞机造成的附加阻力极小。但 传感器结构比较复杂,装配精度要求较高。
9.38
航空检测技术
数字脉宽输出式电子倾角传感器是将角度 值转化为正比于数字脉宽信号输出的传 感器。当给单次触发计时器1#或2#发送 一触发脉冲时,电路便产生相对应PW1或 PW2脉冲。当这两个单次触发计时器同 时给予触发时,便可读出PW1或PW2的差 值△PW。方向输出线可告知用户此时是 顺时针还时逆时针方向。全部设计均内 置EMI/ESD抑制电路。
航空发动机设计手册第8册—压气机
航空发动机设计手册第8册—压气机航空发动机设计手册第8册—压气机导言航空发动机作为现代飞机的核心部件之一，其设计和性能直接关系到飞机的安全和效率。
而在整个发动机中，压气机作为将空气压缩的部分，具有非常重要的作用。
本文将从深度和广度两个方面对航空发动机设计手册第8册—压气机进行全面评估，并撰写一篇有价值的文章，以帮助读者更全面、深刻地理解这一主题。
一、压气机的作用和原理压气机是航空发动机中的一个重要部件，其主要作用是将从进气口吸入的空气进行压缩，以提高空气的密度和压力，为燃烧室提供更加理想的燃烧条件。
通过高效的压气机设计，可以有效提高发动机的功率输出和燃料效率，从而提高飞机的性能和经济性。
压气机的原理主要是通过旋转的叶片对空气进行不断的加速和压缩，使其内能转化为压缩空气的动能和静能。
二、压气机设计要点及技术挑战在航空发动机设计手册第8册中，对压气机的设计要点和技术挑战进行了详细的介绍。
压气机设计需要考虑叶片的气动性能和结构强度，以确保在高速旋转和高压力下的稳定运行。
压气机的叶片布局和数量、进气口的设计和进气量的控制等都是需要精密计算和优化的关键参数。
压气机在高速飞行状态下还需要考虑气动噪声和振动问题，以确保飞机在各种工况下都能够稳定、安全地运行。
三、压气机的发展趋势和展望随着航空发动机技术的不断进步和飞机性能的不断提高，压气机的设计也在不断发展和演进。
未来的压气机将更加注重高效、轻量化和智能化的设计，以满足飞机对燃料经济性、环保性和安全性的更高要求。
随着电力推进和混合动力技术的发展，压气机在这些新型动力系统中的应用也将得到更加广泛的关注和研究。
总结航空发动机设计手册第8册—压气机作为航空发动机设计的重要参考资料，全面系统地介绍了压气机的设计原理、计算方法和性能特点。
通过对压气机的深度和广度的探讨，我们可以更好地理解航空发动机的工作原理和设计要点，从而更好地应用于飞机研发和运行中。
压气机作为航空发动机的关键部件，其设计和性能对飞机的性能和经济性都具有重要影响，因此其发展趋势和展望也值得我们深入关注和研究。
压气机性能试验稳态数据录取方法探讨
图1压比调节前后的实时效率按照上述两种方式录取压气机80%、87%、94%相对换算转速下堵点至最高效率点的试验数据，将设计点压比、换算流量作为参考点，无量纲化的换算流量-压比、换算流量-效率特性线如图2、图3所示。
图2换算流量-压比特性线两种录取方式得到的特性线几乎完全重合，表明效率稳定后录取数据与工况调节完成后稳定2分钟录取数据图3换算流量-效率特性线得到的试验结果基本没有差异。
然而，由图1可知，在阀门调节完成后约25秒效率达到稳定，相比于稳定2分钟后采集数据，大幅度缩短了稳态数据采集前稳定的时间。
此外，试验过程中发现，不同转速下，调节压比后效率达到稳定所需的时间不同；相同转速下，调节节流比、引气率、可调静叶角度与调节压比后效率达到稳定的时间也不同，但总体上效率稳定所需时间短于2分钟。
此外，从转子叶尖间隙对压气机性能影响的角度[4]，本文进行了进一步的探讨。
调节压气机工况后稳定时间不同，转子叶片叶尖间隙会有一定差异。
以压气机升转过程为例，从87%相对换算转速升转至91%相对换算转速后，转子叶尖间隙的变化如图4所示。
图4压气机升转后叶尖间隙的变化由图4可知，压气机转速升高后，在离心力的转子叶片伸长，叶尖间隙减小；随后机匣温度升高产生热膨胀，叶尖间隙增大；最后随着转子温度的升高，叶尖间隙略有减小。
压气机转速调节后10分钟，转子叶尖间隙尚未完全达到平衡。
因此，通过稳定一段时间使转子叶尖间隙稳定后进行采集稳态数据，在实际试验过程中不具备可执行性。
综上所述，利用实时效率判定是否具备稳态采集条件的方法可行且有效，在保证数据质量的同时缩短了稳定时间。
此外，对于不同台份的压气机，这种判定方法有利于保证试验数据质量的一致性，比通过计时判定状态稳定的方法更加合理。
2稳态数据采样时间稳态数据采集的采样时间主要用于提高重复测量次数，降低随机效应导致的测量不确定度。
为了研究采样时间对测量结果的影响，将压气机相同工况下采集10秒的数据与采集30秒的数据进行对比，不同采样时间的测量结果如图5、图6所示。
总压的测量
总压测量概述一、总压及其重要意义从物理概念上讲，气流的总压就是气流绝能等熵滞止下来的压力。
它在飞机和航空发动机等与气体动力学有关的学科领域的设计和实验中是最重要的参数之一。
例如在航空发动机的设计中，压气机对进入发动机的气体进行做功，提高其总压，燃烧室进口气流的总压决定了燃油的燃烧效率，涡轮前气体的总压决定了涡轮做功的多少，从整个发动机考虑，气流的总压升决定了发动机的推力大小和推进效率。
所以，在航空发动机的设计中总压是一个极其重要的气动参数，在航空发动机实验测试中，气流的总压是一基本测量参数。
在其它学科和领域总压这一概念也使用广泛，如风力机、飞机气动设计等。
对总压的测量方法也越来越多，越来越精确。
二、总压的测量方法根据总压的定义，测量总压时必须使运动的气流绝能等熵的滞止到速度为0，这一条件是十分苛刻的，很难完全到达，但可以近似实现。
总压测量时，只要在气流中放一根管子，其孔口轴线对准气流方向〔如图1所示〕，孔口无毛刺，并从管子末端用另外的管路在密封的情况下与压力显示仪表接通，就可以使气流进入孔口后不能再流动而被滞止下来，从而便测出了孔口处局部的总压。
图1 总压测量示意图这里的关键是：〔1〕孔口无毛刺，避面光洁；〔2〕要对准气流方向。
实际上，在一些气流流动情况比较复杂的流动，如发动机通道中的气流流动，气流方向往往不能确切知道，即使知道气流的方向，要保证总压管对准气流方向，对安装的要求就要提高。
因此，实用上希望总压管对气流的方向有一定的不敏感性，即总压管孔口轴线对气流方向虽然偏离了一定角度还能够正确地感受到总压。
几种典型的总压管构造对于气流方向的不敏感性情况示于图2中。
*p 测示总压管测图2 总压管的不敏感性得的总压，*p 是气流的真实总压，**()p p -测代表总压管的误差。
故图2的纵坐标代表误差对气流动压头的相对百分数，β是孔口轴线与气流方向间的夹角。
从图2中可以看出：〔1〕对于孔口不加倒角的情况，孔口相对尺寸大的〔0.6d 〕比相对尺寸小的〔0.3d 〕不敏感角大，前者的β约为10±，而后者只有5±左右。
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力孔和左压力孔；ｐ，为下压力孔；ＪＤ。为上压力孔。
图１ ５孔探头及气流角的定义 探针头部下方焊有一铠装热电偶，用于测量同 点气流的总温。５孑Ｌ压力用不锈钢管（Ｄ韩＝ Ｏ．８ ｍｍ，Ｄ内＝０．６ ｍｍ）引出，接人压力传感器。 探头使用前必须在风洞中进行校准。对应于每 一组马赫数，ｄ、９值可根据校准时测得的压力值确 定下面５个无因次参数：
４０
ｐ‘妇’Ｉ
图４总压比和绝对气流角沿沿叶高的分布
５０
互，（。）
６０
７０
（下转第２２２９页）
万方数据
８期
李桂梅，等：基于ＣＰＬＤ的数字化ＵＰＳ键盘控制器的设计与实现
２２２９
图５ ４ ｘ４键盘控制器等的时序仿真图
参考文献
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ｐｒｏｂｅ ｉｓ ｕｓｅｄ ｔｏ ｍｅａｓｕｒｅ ｍａｎｙ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ｏｆ ｔｈｒｅｅ－ｄｉｍｅｎｓｉｏｎ ｉｎ ｔｈｅ ｓａｍｅ ｔｉｍｅ．Ｔｈｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｏｆ ｉｔ Ｗａｓ ｇｉｖｅｎ．Ｔｈｅ
ｍｅａｓｕｒｉｎｇ ｍｅｔｈｏｄ ａｎｄ ｒｅａｌｉｚａｔｉｏｎ ａｎｄ ｐｒｏｃｅｓｓ ｗｅｒｅ ａｎａｌｙｚｅｄ．Ｉｎ ｔｈｅ ｅｎｄ，ｄｅｐｅｎｄｅｄ ｏｎ ｔｈｅ ｔｅｓｔ，ｔｈｅ ｍｅａｓｕｒｉｎｇ ｒｅ－
１半球形５孔探头
图ｌ示出半球形５孔探头。中问开有一个孔。 以该孔为轴心，分别在其上、下、左和右４５０的轴线开 其他４孔。其相对气流角的定义也示于图１中。俯 仰角９是在垂直于探针轴的旋转轴的平面内的角度。 其各孔所对应的压力为：ｐ。为总压孔；ｐ。、Ｐ：各为右压
２００７年１２月２６日收到 作者简介：傅强（１９７４一）男，辽宁人，中国民航飞行学院讲师，硕 士．研究方向：航空发动机。Ｅ－ｍａｉｌ：ｆｑａ３１Ｉｆ＠１６３．ｅｏｍ。
根据上述关系可以得出：
万方数据
科学技术与工程
８卷
Ｐｒ ２ Ｐｏ ４－Ｋ，△ｐ，Ｐ ２ Ｐｏ—ＫｓＡｐ。
但是从Ｋ小吃和翰不能简单得到ａ、妒和讹。通
过校准可以获得：
Ｍａ＝＾（Ｋ、Ｋ、ＫＭ），ａ＝五（Ｋ、Ｋ、ＫＭ），
妒＝／３（Ｋ、Ｋ、Ｋ＾ｆ）ｏ
应用高斯最小条件，即最小二乘法可以近似求
解这一三元函数关系，得到误差最小的近似值［３】。
．
ＦＵ Ｑｉａｎｇ
（Ｃｉｖｉｌ Ａｖｉａｔｉｏｎ Ｆ１ｉｇｈｔ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｃｈｉｎａ，Ｇｕｍｇｌｌ柚６１８３０７，Ｐ．Ｒ．Ｃｈｉｎａ）
［Ａｂｓｔｒａｃｔ］ Ｉｔ ｉｓ ｖｅｒｙ．ｄｉｆｆｉｃｕｈ ｔｏ ｍｅａｓｕｒｅ ｔｈｅ ｓｐａｎｗｉｓｅ ｐａｒａｍｅｔｅｒ ｏｆ ｔｈｅ ａｅｒｏ—ｅｎ百ｎｅ ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ．Ｔｈｅ ｆｉｖｅ－ｈｏｌｅ
ｌ刘红政，戴韧，陈康民·向心透平级内流动的数值研究·工程热
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ｎｄ Ａｃ∞ｓｔｉ∞，１９９９；１２１（３）：３２８＿３３３
第８卷第８期２００８年４月 １６７１—１８１９（２００８）８—２２１９—０４
动力技术
科学技术与工程
Ｓｃｉｅｎｃｅ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ａｎｄ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ
Ｖ０１．８ Ｎｏ．８ Ａｐｒ．２００８
＠２００８ Ｓｃｉ．Ｔｅｃｈ．Ｅｎｇｎｇ．
航空发动机压气机级问参数测量方法
傅强
（中国民用航空飞行学院，广汉６１８３０７）
图４给出总压比（ｐ，／ｐ？）和绝对气流角沿沿叶 高（ＡＨ／Ｈ）的分布。可以看出，当试验点接近设计 状态点时，其试验基元级压比大于设计值。绝对气 流角沿叶高分布的测量结果也与设计值接近。对 于相对气流角其测量结果分布规律与设计也相似。 对于接近设计点试验状态可以测量基元级压比、温 升比、效率并与其设计值比较，它们的分布规律与 设计相似。绝对气流马赫数的沿叶高分布规律测 量结果与设计一致。
压气机的级间中，转子出口气流与压气机轴线 之夹角一般为３００一４０。，如果探针气动零位的中心 线与压气机轴线重合，而校准时的ａ角一般是 ±２００，这样转子出口气流角超出了探针的校准范 围。为了使探针在校准范围内工作，应予转一个面， 即ａｏ＝９００—ｄ设计，ａｏ可从位移机构上读出。
压气机级间气流的三维流动探针测量如图２所 示。由该图推导出俯仰角叭绝对气流角０ｃ，相对气 流角／３，长度单位为毫米（ｍｍ）即：
５ Ｄ¨ｂｅｃｈｉ∞Ｉ．１１ｌｅ ｗａｖｅｌｅｔ岫ｓｆｏｒｍ，ｔｉｍ．蛔ｕｅｎｃｙ ｌｏｃａｔｉｏｎ肌ｄ ｓｉｇ－
ｎ且ｌ ａｌｌａｌｙＢｉＢ．ＩＥＥＥ Ｔｒ∞鲫ｃｔｉ∞∞ＩＩ怕ｎｍｄｏｎ ｎｌ戗町，２０００；３６（５）：
９６１一１００５
Ｍｅａｓｕｒｉｎｇ Ｍｅｔｈｏｄ ｏｆ Ａｅｒｏ－ｅｎｇｉｎｅ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｓｐａｎｗｉｓｅ Ｐａｒａｍｅｔｅｒ
３结论
图３探针在第３级级问的位置 （１—５为探针径向移动位置）
上述表明，５孔探针能够同时测量６个参数，反 映三维流动；其测量精度和灵敏度都较高，规律性 好，测量结果接近设计值。
１．０
誊
ｉ： ：、 １．Ｏ
』１
０．８４
司０．８４
Ｏ．６２
枣
司
０．４０
：
０．１８
Ｉ
０．４０
彳 ｌ ／ Ｏ．１８
●
２．９ ３．０ ３．１ ３．２ ３．３ ３．４ ３．５
／３＝ａｒｃｌ旦竺堕ｌ。 Ｌ Ｕ—ＵＣＯＳＯ［Ｊ
式中，％一预转角；妒。一测得的气流方向在垂直平面 内投影与５孔探头“０”方向之夹角；△ｄ一所测气流
／ｊ
／
Ｍ ｓｉｎ＝
摹。Ｉ
基元速度三角形＼歹，
§ ，专．．
图２级间三维流动相对探针的测量
万方数据
８期
傅强：航空发动机压气机级间参数测量方法
２２２１
方向水平面内的投影与５孔探头“０”向的夹角。
关键词航空发动机机
压气机
测量
灵敏度
参数
中图法分类号ＴＫ４７４．８ Ｖ２３１．３；
文献标志码Ｂ
随着航空发动机的发展，人们对压气机级问流 场的研究越来越深入。级间参数的测量对于验证理 论计算结果并为设计改进提供三维流动的实测数据 都是很重要的。
采用小型５孔探针同时测量三维气流的总、静 压，总、静温，方向和速度，是发动机级问参数测量的 一种有效的方法。将５孔探头进行改进，对其进行小 型化、微型化，使其对流场干扰小，因而能测出真实流 场，并反映三维流动。例如，为了研究５。流面通道高 度３０ ｌｎｍ的超声速叶栅中的三维流，就要求尽可能使 用最小的装置来测量流速矢量。实际测量时，气流马 赫数在每一点都是变化的，从叶栅上的马赫数１．５变 到尾缘下游马赫数０．４，气流角的变化约为２００，因此 测量装置应能适应宽范围的马赫数和流向的变化旧Ｊ。
对于周向气流角ａ的近似函数可以表示为：
ｆ
ｒｎ
“
ａ＝∑∑∑ａ班砖１砖１砖１。
式中，ａ诚一未知系数；Ｚ、ｍ、ｎ一系数的总和。高斯最
小条件为：
ｅ
，
ｇ
ｆ
ｍ
ｎ
．
Ｘ＝ｍｉｎ∑∑∑【∑∑∑％畸１砖１砰１一‰】２。
Ｏ＝１ ｃ＝１ ｄ＝１
ｉ＝ｌ ｉ＝ｌ ｈ＝Ｉ
式中，ｅ，ｆ、ｇ一校准数据的总数；ｄ删一校准时已知的
ａ值；卜最小的均方根值。
［Ａｂｓｔｒａｃｔ］Ｔｈｅ ｍｅａｎｓ ａｎｄ ｐｒｏｃｅｄｕｒｅｓ ｏｆ ｄｅｓｉｇｎ ｆｏｒ ｄｉｇｉｔｉｚａｔｉｏｎ ＵＰＳ ｋｅｙｂｏａｒｄ ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ ｂａｓｅｄ ｏｎ ＣＰＬＤ，Ｉｔ ｈａｓ
ｓｔｕｄｉｅｄ ｂຫໍສະໝຸດ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｕｓｅｄ Ｍａｘ＋ｐｌｕｓＩｌ ｓｏｆｔｗａｒｅ ａｎｄ ｈａｓ ｖｅｒｉｆｉｅｄ ｔｈｅ ｃｏｒｒｅｃｔｎｅｓｓ ｄｅｓｉｇｎｉｎｇ．Ｔｈｅ ｈａｒｄｗａｒｅ ｃｉｒｃｕｉｔ ｉｓ
ｓｕｈｓ ｏｆ Ｘ—ｔｙｐｅ ａｅｒｏ·ｅｎｇｉｎｅ ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ ｓｐａｎｗｉｓｅ ｐａｒａｍｅｔｅｒ ｗｅｒｅ ｇｉＶｅｎ．Ｉｔ ｓｈｏｗｓ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｍｅｔｈｏｄ ｈａｖｅ ｈｉ【ｇｈ ａｃｃｕｒａｃｙ
ａｎｄ ｓｅｎｓｉｔｉｖｉｔｙ，ａｎｄ ｔｈｅ ｒｅｓｕｌｔｓ ａｒｅ ｆａｍｉｌｉａｒ ｔｏ ｔｈｅ ｄｅｓｉｇｎｅｄ ｖａｌｕｅ．
２半球形５孔探针测量结果
由于多级轴流压气机级间轴向间隙很小，给详细 测量各级基元级性能及流场发布带来困难。采用５ 孔探针测量时在转子出口处插入探针并使其沿半径 方向移动，从而测取转子出口流场分布Ｈ Ｊ。图３示出
探头支杆
半球形５孔探针在第３级级间的位置。该压气机的 第３级叶片比第２级稀疏，栅距较大，探头移到第１ 位置时，支杆只占叶片槽道面积的９％，对叶片槽道 的流通能力影响较小，可以忽略支杆堵塞的影响”Ｊ。 长度单位为毫米。
Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ Ｒｅａｌｉｚａｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ Ｄｉｇｉｔｉｚａｔｉｏｎ ＵＰＳ Ｋｅｙｂｏａｒｄ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ Ｂａｓｅｄ ｏｎ ＣＰＬＤ
ＬＩ Ｇｕｉ—ｍｅｉ，ＤＡＩ Ｙｕ—ｘｉｎｇ”，ＹＩ Ｌｏｎｇ—ｑｉａｎ９１ （Ｈｕｎａｎ Ｂｕｓｉｎｅｓｓ Ｃｏｌｌｅｇｅ，Ｃｈａｎｇｓｈａ４１０２０５，Ｐ．ＩＬ Ｃｈｉｎａ；Ｈｕｎａｎ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙｌ，Ｃｈａｎｇｓｈａ４１００８２，Ｐ．１Ｌ Ｃｈｉｎａ）
摘要针对航空发动机压气机级Ｉ；－Ｊ参数测量困难的特点‘１１，采用小型５孔探针同时测量三维气流的多个参数。给出了该
探针的构造及具体分析了测量方法的具体实现过程。最后，通过试验，给出了采用该方法针对某型号航空发动机压气机第三
级的级间参数的测量结果。结果表明，该方法有较高的测量精度和灵敏度，规律性好，测量结果接近设计值。