申世才
- 作品数：27 被引量：58H指数：5
- 供职机构：中国飞行试验研究院更多>>
- 发文基金：中国人民解放军总装备部预研基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术更多>>
- 涡扇发动机主燃油流量监控模型的建立及验证被引量：4
- 2014年
- 单发飞机装配新型发动机试飞具有较高的风险,作为发动机重要性能参数的燃油流量,可在一定程度上反映发动机的潜在故障。为确保某型涡扇发动机飞行试验安全,需对发动机主燃油流量建立监控模型。利用地面台架试验数据,结合主燃烧室喷嘴和主燃油计量装置的工作特性,建立了主燃油流量监控模型,并与装机后的地面试验数据进行对比。结果表明,该监控模型有较高的准确性和通用性,能及时发现发动机可能存在的问题和故障,确保飞行试验安全。
- 郝晓乐申世才齐海帆高扬
- 关键词：飞行试验
- 提高进气道冲压阻力测量精度的方法
- 为提高发动机飞行推力测量精度,对进气道冲压阻力测量计算方法进行了研究。鉴于进气道测量耙总压静压测点不遵循等环面分布,采用数值插值法获得等环面中心点的总压静压值,计算表明:靠近壁面的实际测点与其对应的等环面中心点之间的总压...
- 李志鹏王加亮雷杰雷晓波申世才张晓飞
- 关键词：附面层
- 文献传递
- 涡扇发动机消喘系统飞行试验验证方法研究被引量：2
- 2019年
- 针对涡扇发动机消喘系统飞行试验验证需求,和传统试验方法不能有效验证消喘结束后发动机状态恢复能力的问题,根据消喘系统工作原理,提出了单次喘振和连续多次喘振下消喘系统的飞行试验验证方法。该方法通过加装座舱开关,触发发动机调节器内设置的喘振模拟模块,发出根据真实喘振信号特征设计的喘振模拟信号,从而使得消喘系统工作,验证飞行状态下发动机消喘系统对短时切油、喷口面积和可调导叶的控制及消喘结束后发动机状态恢复的能力。试验结果表明:所提出的方法能有效验证消喘系统的功能及消喘结束后发动机状态恢复的能力。本研究对发动机消喘系统可靠性和有效性的飞行试验鉴定具有一定的工程应用价值。
- 申世才周超高磊
- 关键词：航空发动机飞行试验
- 基于转速变化率控制的涡扇发动机地面起动试验研究被引量：2
- 2015年
- 首先介绍了转速变化率起动方案,然后介绍了试验对象、测量方案、试验内容及数据处理,最后对采用转速变化率控制的涡扇发动机地面起动进行了试验研究。结果表明:起动过程转子转速上升平稳,排气温度较为理想,起动机脱开和功率提取对转速变化率影响较大;起动成功率高,且起动时间和排气温度有较大的裕度,起动性能可进一步提升;热态起动前若发动机通道内余温较高,可能导致起动失败。
- 申世才郝晓乐
- 关键词：涡扇发动机起动性能热悬挂
- 提高进气道冲压阻力测量精度的方法被引量：1
- 2019年
- 为提高发动机飞行推力测量精度,对进气道冲压阻力测量计算方法进行了研究。鉴于进气道测量耙总压静压测点不遵循等环面分布,采用数值插值法获得等环面中心点的总压静压值,计算表明:靠近壁面的实际测点与其对应的等环面中心点之间的总压静压差异明显,总压最大差值为 1. 0 kPa,静压最大差值为 0. 73 kPa。分析了附面层厚度、分区域计算累加法、全区域计算平均法对流量、流速、冲压阻力的影响,结果表明:附面层造成的空气流量最大误差值可达1. 94 kg/s,差异较明显;采用分区域计算累加法与采用全区域总压静压平均值计算的空气流量差异小。采用分区域计算累加法与采用全区域总压静压平均值计算的冲压阻力最大差值仅为 0. 09 kN,差异很小,两种方法在推力直接确定中都具有应用价值。
- 雷杰雷晓波申世才张晓飞
- 关键词：附面层
- 涡扇发动机空气流量测量飞行试验被引量：5
- 2012年
- 以某型涡扇发动机科研试飞为平台,设计搭建了发动机空气流量测量试验系统,进行了各种飞行工况及涡扇发动机工作状态下的空气流量测量试验研究.通过对试验数据的分析和研究,评估了各计算参数对涡扇发动机空气流量测量结果的影响规律,验证了一种简化流量测量方法的可行性和结果的准确性.获得了空气流量测量、计算方面的若干重要结论,为后续型号流量测量和计算提供了工程参考依据.应用试验数据对三维数值计算模型进行修正,并计算了相应工况下的空气流量,计算数据和试验数据进行比较,发现吻合良好,误差较小.
- 赵海刚申世才张晓飞马燕荣王小峰
- 关键词：涡扇发动机飞行试验
- 进口扰动强度对于压缩系统失稳形式的影响研究
- 2020年
- 通过Moore-Greitzer模型对不同阀门系数下的压缩系统进行仿真,给定不同强度的进口扰动,发现进口扰动强度会对压缩系统的失稳过程与失稳形式产生影响:(1)对于稳定工作状态的压缩系统,扰动强度增加使得系统恢复稳定的时间加长,甚至无法恢复;对于失稳工况的压缩系统,扰动强度增加使得失稳发生的时间减少。(2)当进口扰动强度达到一定程度时,压缩系统的失稳形式不再由系统本身所决定,而主要取决于扰动的强度。
- 刘思余申世才
- 关键词：气动稳定性
- 涡扇发动机高空小表速加力接通试验研究被引量：2
- 2015年
- 以涡扇发动机加力接通过程为研究对象,开展了高空小表速区域加力接通试验。通过分析发动机试验数据,得出加力未接通的主要原因:在点火区混合油气压力(通过涡轮后压力表征)较低的条件下,点火区混合油气不能可靠点燃。基于以上原因,采取了延迟发出加力点火指令的改进措施,在较高的涡轮后压力下实现加力点火。试验结果表明,改进措施可以提高高空小表速区域加力接通的成功率,该结果对其他涡扇发动机的加力接通设计具有一定的借鉴意义。
- 申世才郝晓乐贾一哲
- 关键词：涡扇发动机
- 一种航空发动机压气机喘振检测方法被引量：2
- 2020年
- 将发动机压气机出口脉动压力作为喘振检测信号,检验分析了压气机出口脉动压力的统计特征,采用滑动窗口的Johnson转换方法对脉动压力信号进行正态转换,基于统计特征提出了适应发动机任意状态的喘振检测阈值和方法。该方法成功检测出某发动机3次喘振故障,分析得出:发动机压气机出口脉动压力不服从正态分布,稳态过程脉动压力正态转换成功率大于瞬态过程,降低样本容量可有效提高瞬态过程正态转换成功率;对于脉动压力99.95%概率分布的上、下边界距离,其幅值范围在不同转速下差异较大,且随转速增大而增大;根据提出的喘振检测量可设置适应发动机任意状态的固定检测阈值,其检测出发动机喘振及退出喘振所需时间均小于20 ms。
- 申世才雷杰郝晓乐
- 关键词：航空发动机压气机统计特征飞行试验
- 高空长航时无人机发动机工作稳定性研究
- 2020年
- 高空、低速飞行会对高空长航时无人机发动机压缩系统和燃烧室的稳定性产生不利影响。为评估高空长航时无人机发动机工作稳定性,采用无量纲分析法,对其燃烧稳定性和供油匹配性进行了研究。结果表明:随着飞行高度的增加,无量纲燃油流量逐渐增大,发动机转速变化引起的燃油流量变化越大,发动机越易进入不稳定工作区。该发动机停车时无量纲燃油流量严重偏离正常工作点,发动机富油熄火。无量纲转速为5.45时,发动机的富油稳定裕度为26%。相比于等高度减小法,利用无人机等状态爬升法进行主油路通断试飞,发动机的工作稳定性更高。无量纲分析法对高空长航时无人机工作稳定性分析及试飞方法设计具有重要意义。
- 杨雄郭政波申世才姚尚宏
- 关键词：航空发动机高空长航时无人机飞行试验稳定性
