圖 ’ () (%.渦噴 +發(fā)動機(jī)  溫度場
&
渦輪后總壓 / 采用周向均布的 )支帶引導(dǎo)套的 0點(diǎn)梳狀總壓測針測量，為了減小堵
&
塞及壓力脈動等影響，總壓測針安置在渦輪出口下游 &-11處。考慮到葉尖間隙的影響，人為地將渦輪出口截面分成兩個(gè)環(huán)面，內(nèi)環(huán)布置六個(gè)測點(diǎn)，外環(huán)布置一個(gè)測點(diǎn)，著重測量由葉尖間隙通過的那股氣流的總壓。
（&）尾噴管總壓恢復(fù)系數(shù)及加力溫度尾噴管出口具有速度大、溫度高以及流場不均勻等特點(diǎn)，由于處于臨界，對堵塞十分敏感，如堵塞比達(dá) %"，便可使 & 上升 %-2左右，為此采用沿水平移動的水冷單點(diǎn)熱電偶及水冷 +點(diǎn)帶套總壓測針進(jìn)行測量，尾噴口邊界參數(shù)用安裝在魚鱗片上的邊界熱電偶及邊界總壓測針測量。
（*）試驗(yàn)機(jī)的換算轉(zhuǎn)速特性
試驗(yàn)在保持發(fā)動機(jī)的幾何尺寸不變，轉(zhuǎn)速為設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速 34的條件下進(jìn)行。試驗(yàn)時(shí)的大氣溫度從 )02變化到 5 &2，即相當(dāng)于發(fā)動機(jī)相對換算轉(zhuǎn)速 367 8-59+:5-%)，在此范圍內(nèi)多次錄取設(shè)計(jì)噴口位置的數(shù)據(jù)，并進(jìn)行回歸處理。
發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)狀態(tài)各特征截面的氣動參數(shù)、主要過程參數(shù)和部件效率、損失系數(shù)隨換算
•-*)•
 

轉(zhuǎn)速變化如下： 隨 "增大， 、、’"，成線性關(guān)系增加； 、 和 ) 亦隨 "增加而增加。
   和  ) )
%"&"("%"&"’"
"隨 "增加，  增加，  下降；燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù) % 增加、燃燒效率  下降；渦
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輪落壓比  )和渦輪效率  +基本不變。（,）節(jié)流特性在接近標(biāo)準(zhǔn)大氣溫度下， ). /(0，測量了發(fā)動機(jī)的節(jié)流特性。測定了各類參數(shù)隨物
-
理轉(zhuǎn)速變化的規(guī)律以及放氣系統(tǒng)、調(diào)節(jié)截面（噴管出口面積）變化對發(fā)動機(jī)主要參數(shù)的影響。
二、進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)相容性試驗(yàn)
進(jìn)氣道和發(fā)動機(jī)的相容性是推進(jìn)系統(tǒng)發(fā)展過程中極重大的問題。為了保證發(fā)動機(jī)有足夠的穩(wěn)定裕度，世界各航空發(fā)達(dá)國家都開展了發(fā)動機(jī)進(jìn)口流場畸變試驗(yàn)。我國在 /11’年發(fā)布了 234 56,’ 71’《航空渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)總壓畸變評定指南》，要求在方案設(shè)計(jì)階段、型號研制階段、定型階段、試飛和使用階段都應(yīng)進(jìn)行發(fā)動機(jī)與進(jìn)氣道相容性的研究和評定。
/8進(jìn)氣畸變產(chǎn)生原因及影響
進(jìn)氣畸變是限制飛機(jī)完成機(jī)動飛行包線的決定因素之一。進(jìn)氣畸變時(shí)會造成壓氣機(jī)穩(wěn)定性裕度大大下降，全臺失速，喘振，葉片折斷，燃燒室熄火，空中停車。進(jìn)氣畸變的原因主要包括進(jìn)氣總壓畸變和進(jìn)口總溫畸變。
（/）總壓畸變源
發(fā)動機(jī)進(jìn)口產(chǎn)生總壓畸變的主要因素有：
•
飛機(jī)機(jī)動飛行產(chǎn)生的紊流進(jìn)入發(fā)動機(jī)；

•
發(fā)動機(jī)進(jìn)口導(dǎo)彈爆炸產(chǎn)生的沖激波；

•
雨和雪進(jìn)入發(fā)動機(jī)；

•
超聲速進(jìn)氣道激波系與壓縮面附面層干擾形成的分離氣流進(jìn)入發(fā)動機(jī)；

•
進(jìn)氣道吸入了飛機(jī)前機(jī)身附面層的溢流；

•
進(jìn)氣道吸入了上游的脫體波；

•進(jìn)氣道
9形擴(kuò)壓管的分離流進(jìn)入發(fā)動機(jī)；

•
一定迎角條件下皮托進(jìn)氣道的唇口分離進(jìn)入發(fā)動機(jī)；

•機(jī)身上的凸起物的擾動、皮托管及靜壓管的尾流、起飛著陸時(shí)短艙干擾及裝在后機(jī)身上的發(fā)動機(jī)吸入了機(jī)翼上的低能流等。
（%）總溫畸變源
發(fā)動機(jī)進(jìn)口產(chǎn)生總溫畸變的主要因素有：

•飛機(jī)在發(fā)射導(dǎo)彈時(shí)吸人了導(dǎo)彈排出的廢氣；
•飛機(jī)在格斗區(qū)吸入了導(dǎo)彈或發(fā)動機(jī)排出的廢氣，編隊(duì)飛行時(shí)吸人了前面飛機(jī)排出的燃
氣，發(fā)動機(jī)吸入了短艙回流的氣體；
•/-(’•

 
•
裝有反推力裝置的發(fā)動機(jī)吸入了本身的回流氣體；

•
直升機(jī)貼地飛行時(shí)，發(fā)動機(jī)排氣受到旋翼下洗氣流的影響回流到發(fā)動機(jī)進(jìn)口；

•垂直
短距起飛時(shí)排氣再吸人；

•
艦載彈射飛機(jī)起飛時(shí)吸入了蒸氣。

•
飛機(jī)飛過火災(zāi)區(qū)時(shí)吸入了熱燃?xì)猓?/p>

•飛機(jī)越過閃電區(qū)。（"）畸變對發(fā)動機(jī)性能及部件的影響流場畸變對發(fā)動機(jī)性能影響：其一是流場畸變導(dǎo)致發(fā)動機(jī)進(jìn)口壓力下降；其二是改變了壓氣機(jī)特性，從而引起發(fā)動機(jī)推力下降，空氣流量減少，耗油率上升。進(jìn)氣畸變引起發(fā)動機(jī)各特征截面的氣流參數(shù)分布不均勻，這將影響發(fā)動機(jī)控制信號。進(jìn)而影響發(fā)動機(jī)及其部件的性能。
氣流通過風(fēng)扇或壓氣機(jī)時(shí)，周向總壓畸變逐級衰減，轉(zhuǎn)速越高，衰減率越大；總壓周向畸變伴隨周向靜壓畸變。進(jìn)口總壓周向畸變能在第一級后的壓縮系統(tǒng)各截面產(chǎn)生幅值逐級增大的總溫周向畸變，轉(zhuǎn)數(shù)越高，總溫畸變生成率越大。進(jìn)口總壓周向畸變使渦輪后溫度升高。例如，對某渦扇發(fā)動機(jī)利用網(wǎng)格產(chǎn)生周向總壓畸變  %&，使總推力下降 ’&。耗油率上升 (&。
"風(fēng)扇和壓氣機(jī)受進(jìn)氣畸變影響很大。有周向總壓畸變時(shí)，將使其換算流量明顯減少，尤其是靠近穩(wěn)定工作邊界時(shí)。輪轂低壓區(qū)的徑向畸變對風(fēng)扇和低壓壓氣機(jī)性能產(chǎn)生不利的影響。
進(jìn)氣畸變會影響發(fā)動機(jī)內(nèi)部氣流參數(shù)的分布。如果發(fā)動機(jī)的控制器能感受到畸變流場參數(shù)的局部信號，則發(fā)動機(jī)額定狀態(tài)性能將因受感部與進(jìn)口畸變譜的相對周向位置不同而有重大變化。如果將單一傳感器感受的渦輪后溫度作為最大溫度限制的控制信號，則發(fā)動機(jī)的額定狀態(tài)性能將隨傳感器的相對位置不同而變化，這樣會造成當(dāng)?shù)乜刂茰囟茸兓?)& *’&，耗油率增加 ’&，總推力下降 %&或升高 +&，空氣流量減少 "&，壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速改變
,"& *’&。
發(fā)動機(jī)進(jìn)口總溫畸變會引起發(fā)動機(jī)熄火，并降低壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度，引起發(fā)動機(jī)性能惡化，功率減少。在溫升率作用下，發(fā)動機(jī)進(jìn)口面上平均溫度隨時(shí)間將不斷增大，從而導(dǎo)致發(fā)動機(jī)換算轉(zhuǎn)速的不斷降低，最終將引起換算流量與壓比的降低。圖  ," ,-示出三種溫升率情況下的瞬態(tài)工作線，它們都位于穩(wěn)態(tài)工作線的上方，從而減少了發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定工作裕度。
　
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