曝光台 注意防骗
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—多项式项数。
试验前先计算出回归多项式的系数，之后输入程序。在温度试验范围较宽时，可采用分段拟合方法以提高拟合结果精度。
压力和压差传感器采用端点连线方程求出线性方程的截距和斜率后代到各对应传感器的毫伏 )压力线性方程中转换。整个计算包括空气流量、燃气流量、冷气流量、冷气与燃气流量比、燃气温度与冷气温度比、燃气雷诺数 *+ ,、落压比 " 和叶片冷却效率。
四、超、跨声速对转涡轮试验台
它可以进行轴流式单、双转子同向旋转及对转的涡轮气动性能方面的试验。该试验台由进气涡壳、试验段、排气涡壳、燃烧加热器、燃油系统、滑油系统、-个变速箱、-个电涡流测功器和流量测量装置，压力、温度和流场非接触测量装置和控制系统组成。全部测量参数，如压力、温度、转速和扭矩等由电传感器、数据高速采集系统和计算机实时处理系统整理。试验件的性能由相应的软件和硬件支持，可作到试验件的性能现场可视化。
设备的性能指标如下：流量为 % ./012, 34；转速为 5% %%%6 3 ’；涡轮进口压力为 %0 11 78&，出口压力 %0 99 78&；涡轮进口温度为 5:/;；吸收功率为 5%% < -2=（-台）；试验件最大外径为 -%%’’。
由于电涡流测功器的转速范围不大于 :%%%6 3 ’，所以在试验涡轮和电涡流测功器之间加 9个减速器，其减速比为 >。
试验涡轮的进出口及级间均可测压力、温度，由计算机控制位移机构采样。
对转涡轮是指动叶之间无导叶且旋转方向相反的双转子涡轮。该涡轮作功能力比叶片排数相同的常规涡轮大。由于对转，当飞机机动飞行时，可使两个转子上的陀螺力矩大部分抵消，因而可减小发动机传至飞机上的力矩。
第五节?加力燃烧室试验
一、新歼击机加力燃烧室技术特点及其试验要求
90新歼击机加力燃烧室技术特点
（9）加力温度已接近煤油理论燃烧温度
根据 -%多个机种的统计，加力燃烧室工作温度从 -%世纪 :%年代的 9:1%@提高到 >%年代乃至现在的 9>/%@左右。煤油理论燃烧温度为 9A%% . -%-%@，而且煤油在已燃烧的气体中复燃时，其实际温度低于这一理论燃烧温度。根据英国 *0 *公司和俄罗斯采用燃气分析方法测得的最高燃气温度为 9:>% . 9>/%@，因此，如 B99A、B9-%、7>>和 CD-%%发动机的加力温度基本都接近煤油的理论燃烧温度。
若再提高加力温度，一是取消冷却，有可能达到 9>>%@，但这一方案取决于先进耐高温 •99/A•
材料的研制结果；二是喷注氧化剂，如喷入甲醇，因它含有 "的氧，从而可能令加力温度达到 %""&，甚至更高。但这些方案结构复杂材料昂贵。因此新一代加力燃烧室并不强调提高加力温度。
（’）采用简单环形混合器
环形混合器是一种平行进气方案，美国在 (""发动机使用基础上经过改进应用到 (%和 (’"发动机。因为新一代涡扇发动机涵道比仅为 ") *")’，外涵空气除用于加力燃烧室冷却外，剩下空气很少，所以不需要专门混合器。然而第三代发动机加力燃烧室的波瓣型混合器仍在继续改进以应用于新一代歼击机，保持其燃烧稳定、非加力时较高的混合度以及降低红外辐射的优点。因此，两种进气方案都在发展。
（+）高涡轮出口温度 , ，高燃烧室出口温度 ,- 也带来高涡轮出口温度，高达 """&以上。因此，迫使采用双层壁冷却结构，并有助于降低红外辐射， (%和 .//均采用这种结构。（-）红外隐身和红外抑制战斗机的红外辐射源由三部分组成。其一是发动机的排气系统，包括整个加力燃烧室
（末级涡轮叶片、支承、内锥、筒体隔热屏、火焰稳定器、燃油总管和喷油杆等）和可调喷管的外部构件（调节片、密封片、调节环和外罩等）；其二是发动机的尾喷流，其红外辐射取决于燃气成分、排气温度和排气流的形状；其三是飞机蒙皮，其红外辐射与飞行马赫数、飞机外形、尺寸和材料表面辐射系数有关。但飞机蒙皮的红外辐射很弱，主要是前两者的红外辐射。
红外抑制的研究是加力燃烧室发展的重大课题，包括采用遮挡结构，二元喷管、隔热、冷却和引射技术，即把机外的冷空气引入主燃气流，从而降低红外辐射。已成功应用的波瓣混合进气装置也是抑制红外辐射的重要措施。
（）排气总压大大提高
新一代歼击机发动机的排气总压可达 ") -.01，因此，加力燃烧室中容积流量变小，扩压器的设计不需要专门外扩，稳定器前即可获得较低的马赫数，因此，加力燃烧室总压恢复系数可以明显提高。采用常规 2形稳定器即可满足低流阻的要求。
（3）整体式加力燃烧室与二元矢量喷管匹配
为了满足飞机高机动过失速要求，采用了推力矢量技术。轴对称矢量喷管或二元俯仰矢量喷管良好与加力燃烧室相容，从而使飞机的爬升率、滚转率、加速性、最大升力系统以及减速能力都明显提高；着陆 4起飞滑跑距离大大减少。
由上可知，新一代歼击机发动机加力燃烧室在气动性能上很少有新特色，但是结构上
的变化却相当大，这明显地扩大了功能。 ’)对试验的要求根据加力燃烧室发展的要求，新一代加力燃烧室主要进行下面所述的试验。 整体式加力燃烧室综合性能试验研究，诸如点火包线，内、外涵单独喷油，稳定器性
能，混合器出口流场、温度场的试验确定、选型研究。 "红外抑制技术效果试验验证，诸如加力燃烧室内部构件采用双层结构，如双层火焰稳定器、双层内锥和双层支板等抑制红外辐射的效果；采用波瓣形混合器的红外抑制试验 •-"•
测定；在喷管出口采用折流板遮挡加力燃烧室内腔的红外辐射试验研究等。 新结构加力燃烧室振荡燃烧控制技术试验研究；漩流燃烧的试验研究。 "防振屏与隔热屏采用气膜冷却技术的试验研究；耐久性考核。 加力燃烧室三维气相反应流、两相化学反应流数值计算和试验验证。 加力燃烧室和矢量喷管匹配试验。
二、试验设备及主要试验
加力燃烧室与主燃烧室试验测取的特性基本一样，诸如燃烧效率、压力损失、熄火边界、壁温分布和点火特性等。但各结构元件的防热问题比较复杂，因为它们是处在相当高的温度下工作。
试验全尺寸燃烧室需要很大的气源，因此，加力燃烧室通常在全尺寸发动机上进行试验研究，有的也采用辅助发动机供气作气源。试验空气由 "发动机的压气机供给。该系统在压力达 %& ’ %()*时能提供 %+ ",-. /的空气流量。在不加温情况下，加力燃烧室进口温度为 +001，采用串联加温器后可使加力燃烧室进口温度升到 0"%1。
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飞机检测与维修实用手册 4(26)
