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收稿日期：２０２２－０５－１７基金项目：国家自然科学基金（５２１０５１１９）；中国博士后基金（２０２１Ｔ１４０５３９，２０２０Ｍ６７３３７８）引用格式：詹轲倚，刘有云，陈航，等．航空发动机气动失稳检测管路设计研究［Ｊ］．测控技术，２０２３，４２（７）：２９－３５．ＺＨＡＮＫＹ，ＬＩＵＹＹ，ＣＨＥＮＨ，ｅｔａｌ．ＤｅｓｉｇｎａｎｄＲｅｓｅａｒｃｈｏｆＡｅｒｏ ＥｎｇｉｎｅＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃＩｎｓｔａｂｉｌｉｔｙＤｅｔｅｃｔｉｏｎＰｉｐｅｌｉｎｅ［Ｊ］．Ｍｅａｓ ｕｒｅｍｅｎｔ＆ＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０２３，４２（７）：２９－３５．航空发动机气动失稳检测管路设计研究詹轲倚１，２，刘有云３，陈 航１，耿 佳４（１．中国航发贵阳发动机设计研究所，贵州贵阳 ５５００８１；２．清华大学航空发动机研究院，北京 １０００８９；３．空军装备部驻贵阳地区第二军事代表室，贵州贵阳 ５５００８１；４．西安交通大学机械工程学院，陕西西安 ７１００４９）摘要：为满足航空发动机旋转失速和喘振失稳信号的实时监测需求，探讨了试验测量和机载测量失稳判别信号测量方法，两种使用场景均须考虑测压管路响应频率。
分析了喘振和旋转失速过程中的压力脉动特征，喘振信号频率与发动机容腔大小相关，旋转失速信号频率与转子转速及叶片构型有关。
提出了失稳测量频率响应需求，建立了由管路和传感器容腔构成的测压系统单自由度二阶模型，研究了管路气动耦合频率与声速、管路长度、管路内径、传感器容腔的关系，根据工程经验给出了管路规格设计流程，提出的“四分之一波长法”对管路频率响应精度可控制在２％范围内，可在工程上实现快速估计。
当管路频率响应不满能足要求时，可通过减少管路长度的方式显著提升失稳测压系统频率。
关键词：航空发动机；失稳检测；管路；频率响应；设计流程中图分类号：Ｖ２３３．７ 文献标志码：Ａ 文章编号：１０００－８８２９（２０２３）０７－００２９－０７ｄｏｉ：１０．１９７０８／ｊ．ｃｋｊｓ．２０２２．１０．３１１ＤｅｓｉｇｎａｎｄＲｅｓｅａｒｃｈｏｆＡｅｒｏ ＥｎｇｉｎｅＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃＩｎｓｔａｂｉｌｉｔｙＤｅｔｅｃｔｉｏｎＰｉｐｅｌｉｎｅＺＨＡＮＫｅｙｉ１牞２ 牞ＬＩＵＹｏｕｙｕｎ３牞ＣＨＥＮＨａｎｇ１牞ＧＥＮＧＪｉａ４牗１．ＡＥＣＣＧｕｉｙａｎｇＥｎｇｉｎｅＲｅｓｅａｒｃｈＩｎｓｔｉｔｕｔｅ牞Ｇｕｉｙａｎｇ５５００８１牞Ｃｈｉｎａ牷２．ＩｎｓｔｉｔｕｔｅｆｏｒＡｅｒｏＥｎｇｉｎｅ牞ＴｓｉｎｇｈｕａＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ牞Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００８９牞Ｃｈｉｎａ牷３．ＴｈｅＳｅｃｏｎｄＭｉｌｉｔａｒｙＲｅｒｅｓｅｎｔａｔｉｖｅＯｆｆｉｃｅｏｆＡｉｒＦｏｒｃｅＡｒｍａｍｅｎｔＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｉｎＧｕｉｙａｎｇ牞Ｇｕｉｙａｎｇ５５００８１牞Ｃｈｉｎａ牷４．ＳｃｈｏｏｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ牞Ｘｉ ａｎＪｉａｏｔｏｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ牞Ｘｉ ａｎ７１００４９牞Ｃｈｉｎａ牘Ａｂｓｔｒａｃｔ牶Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｍｅｅｔｔｈｅｒｅａｌ ｔｉｍｅｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｏｆｔｈｅｒｏｔａｔｉｎｇｓｔａｌｌａｎｄｓｕｒｇｅｉｎｓｔａｂｉｌｉｔｙｓｉｇ ｎａｌｓｏｆａｅｒｏ ｅｎｇｉｎｅ牞ｔｈｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｍｅｔｈｏｄｓｏｆｔｅｓｔｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔａｎｄａｉｒｂｏｒｎｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｉｎｓｔａｂｉｌｉｔｙｄｉｓ ｃｒｉｍｉｎａｔｉｏｎｓｉｇｎａｌｓａｒｅｄｉｓｃｕｓｓｅｄ．Ｔｈｅｒｅｓｐｏｎｓｅｆｒｅｑｕｅｎｃｙｏｆｔｈｅｐｒｅｓｓｕｒｅｍｅａｓｕｒｉｎｇｐｉｐｅｌｉｎｅｍｕｓｔｂｅｃｏｎｓｉｄ ｅｒｅｄｉｎｂｏｔｈｕｓｅｓｃｅｎａｒｉｏｓ．Ｔｈｅｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｐｒｅｓｓｕｒｅｐｕｌｓａｔｉｏｎｉｎｔｈｅｐｒｏｃｅｓｓｏｆｓｕｒｇｅａｎｄｒｏｔａｔｉｎｇｓｔａｌｌａｒｅａｎａｌｙｚｅｄ．Ｔｈｅｆｒｅｑｕｅｎｃｙｏｆｓｕｒｇｅｓｉｇｎａｌｉｓｒｅｌａｔｅｄｔｏｔｈｅｓｉｚｅｏｆｅｎｇｉｎｅｃｈａｍｂｅｒ牞ａｎｄｔｈｅｆｒｅｑｕｅｎｃｙｏｆｒｏｔａｔｉｎｇｓｔａｌｌｓｉｇｎａｌｉｓｒｅｌａｔｅｄｔｏｒｏｔｏｒｓｐｅｅｄａｎｄｂｌａｄｅｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ．Ｔｈｅｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｆｏｒｆｒｅｑｕｅｎｃｙｒｅｓｐｏｎｓｅｏｆｉｎｓｔａ ｂｉｌｉｔｙｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔａｒｅｐｕｔｆｏｒｗａｒｄ．Ａｓｉｎｇｌｅｄｅｇｒｅｅｏｆｆｒｅｅｄｏｍｓｅｃｏｎｄ ｏｒｄｅｒｍｏｄｅｌｏｆｐｒｅｓｓｕｒｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓｙｓｔｅｍｃｏｎｓｉｓｔｉｎｇｏｆｐｉｐｅｌｉｎｅａｎｄｓｅｎｓｏｒｃｈａｍｂｅｒｉｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ．Ｔｈｅｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅｐｉｐｅｌｉｎｅａｅｒｏｄｙ ｎａｍｉｃｃｏｕｐｌｉｎｇｆｒｅｑｕｅｎｃｙａｎｄｓｏｕｎｄｖｅｌｏｃｉｔｙ牞ｐｉｐｅｌｉｎｅｌｅｎｇｔｈ牞ｐｉｐｅｌｉｎｅｉｎｎｅｒｄｉａｍｅｔｅｒ牞ｓｅｎｓｏｒｃｈａｍｂｅｒｉｓｓｔｕｄ ｉｅｄ．Ｔｈｅｐｉｐｅｌｉｎｅｓｐｅｃｉｆｉｃａｔｉｏｎｄｅｓｉｇｎｐｒｏｃｅｓｓｉｓｇｉｖｅｎａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇｅｘｐｅｒｉｅｎｃｅ．Ｔｈｅｐｒｏｐｏｓｅｄ ｑｕａｒｔｅｒｗａｖｅｌｅｎｇｔｈｍｅｔｈｏｄ ｃａｎｃｏｎｔｒｏｌｔｈｅａｃｃｕｒａｃｙｏｆｐｉｐｅｌｉｎｅｆｒｅｑｕｅｎｃｙｒｅｓｐｏｎｓｅｗｉｔｈｉｎ２％牞ｉｔｃａｎｒｅａｌｉｚｅｆａｓｔｅｓｔｉｍａｔｉｏｎｉｎｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ．Ｗｈｅｎｔｈｅｆｒｅｑｕｅｎｃｙｒｅｓｐｏｎｓｅｏｆｔｈｅｐｉｐｅｌｉｎｅｉｓｎｏｔｓｕｆｆｉｃｉｅｎｔ牞ｔｈｅｆｒｅｑｕｅｎｃｙｏｆｔｈｅｕｎｓｔａｂｌｅｐｒｅｓｓｕｒｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓｙｓｔｅｍｃａｎｂｅｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｔｌｙｉｎｃｒｅａｓｅｄｂｙｒｅｄｕｃｉｎｇｔｈｅｌｅｎｇｔｈｏｆｔｈｅｐｉｐｅｌｉｎｅ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ牶ａｅｒｏ ｅｎｇｉｎｅ牷ｉｎｓｔａｂｉｌｉｔｙｄｅｔｅｃｔｉｏｎ牷ｐｉｐｅｌｉｎｅ牷ｆｒｅｑｕｅｎｃｙｒｅｓｐｏｎｓｅ牷ｄｅｓｉｇｎｐｒｏｃｅｓｓ航空发动机失稳通常可分为失速和喘振［１］，失速分为叶片失速和旋转失速。
摘要:在社会主义市场经济快速发展的大环境下，现代军机和民用发动机储存和空气流量发生了较大变化。
航空发动机试车台的气动流场受气象条件以及人为操作等因素的影响，在实际运作过程中存在较大的风险。
我国航空发动机试车台的气动流场探索与国外发达国家相比仍存在较大的差距，因此，我国有必要针对航空发动机试车台运行的实际状况，强化气动流场的探索，并对探索结果进行准确分析。
笔者结合多年工作经验，从航空发动机试车台电气控制系统组成着手，介绍了航空发动机试车间的均匀性指标、稳定性指标和进排气通道设计。
关键词:航空发动机试车台气动流场均匀性稳定性在实际设计过程中，为了提高航空发动机试车台的实际功效，设计人员应该综合考虑气流流场的稳定性、气流的力场以及气流的速度等因素，在确保以上因素符合设计要求后，采取相关强化措施为提高流场的均匀性和稳定性打下坚实的基础。
航空发动机试车台主要运用于军事领域，在国民经济发展建设过程中发挥着至关重要的作用。
因此，设计人员在提高航空发动机安全性、稳定性以及经济性的同时，还应该不断提升测试精度、在改进测试方法的前提下，探索适合航空发动机使用的新型测试原理，使该测试技术更好地服务于航空发动机试车台的气流流场的探索和分析。
1航空发动机试车台电气控制系统组成伴随着经济的发展，我国航空事业取得飞速发展，电子控制技术逐渐向多元化的方向快速发展。
航空发动机试车台电气控制系统应该在结合现代社会发展的实际状况的前提下，不断满足各种新型发动机的实际需求，传统试车台电气控制系统已经落后于科技手段控制下的试车需求。
发动机试车电气控制系统的组成十分复杂，了解控制系统的组成是探索和分析航空发动机试车台启动流场的基础保障。
发动机试车电气控制系统组成如图1所示。
其中启动箱的主要作用是控制涡轮起动机；电子控制器的主要目的是调节发动机运行过程中各参数值；并向发动机各控制件发送指令；发动机的直交流供电以电源系统为依据；工艺设备满足了地面试车的各种需求，无论是燃油供油系统还是电机负载控制系统均依靠工艺设备的实际运行状态；试车台电气控制的关键组成部分是PLC控制系统，该系统的主要功能是控制发动机电气系统，从而完善航空发动机试车台的启动流场分析。
某涡轴发动机性能降低故障分析作者：华继伟王立郭林林刘创来源：《中国科技纵横》2019年第18期摘要：本文针对某涡轴发动机加装Pt2探针后出现的性能超出预期下降故障，建立了故障树，通过孔探仪检查等方法逐级排查，确定Pt2探针上的O型密封圈损伤导致的发动机内部串流是本次故障的原因，针对故障原因提出整改措施并进行了试验验证，结合本故障提出了径向进气压气机进口总压测试的改进方案。
关键词：涡轴发动机;改装;性能降低;故障分析中图分类号：V235 文献标识码：A 文章编号：1671-2064（2019）18-0101-04某在研涡轴发动机压气机为径向进气离心式压气机。
因测试需要，在两台测试用用发动机（编号1#和2#）的压气机进口加装总压探针（Pt2探针）。
根据CFD计算结果可知，Pt2探针的安装带来进口总压损失在0.6%以内，发动机在相同换算转速（nc）下的换算功率（Pc）下降幅度不会高于1%（预期值）[1]。
通过发动机整机试验数據分析发现，1#发动机加装Pt2探针后，Pc变化不大，与计算预期值相符;2#发动机加装Pt2探针后，Pc出现明显下降，远超计算预期值。
针对2#发动机Pc下降幅度超出计算预期值故障，开展了分析工作，进行了排故检查和验证，最终确定了故障原因，提出了整改措施，进行了试验验证，并结合本故障提出了径向进气压气机进口总压测试的改进方案。
1 故障描述1.1 Pt2探针安装情况某涡轴发动机的Pt2探针，安装在压气机进口截面，共9支，周向均布。
1.2 加装Pt2探针性能变化情况图1是1#发动机加装Pt2探针后性能的变化情况，可以看出在nc为95～99%范围内进气流量降低了0.22～0.45%，压比降低了0.32～0.42%，功率降低了0.1～0.3%，T45升高0.1～0.17%。
图2是2#发动机加装Pt2探针后性能的变化情况，可以看出在nc为95～99%范围内进气流量降低1.14～ 1.5%，压比降低2～2.24%，功率降低2.6～2.8%，T45降低0.4～0.44%。
北京航空航天大学能源与动力工程学院专业综合实验报告班级学号姓名评分实验名称压气机性能实验实验日期一、实验目的1)掌握轴流压气机内流动、加功增压原理和特性；2)熟悉压气机气动参数测量和计算方法。
二、实验内容1、性能测试中的气动参数测量与速度三角形一台压气机在设计完成后，组装到核心机之前一定要经过部件试验的验证。
达到设计指标的才能进行组装。
这部分试验内容称之为压气机的性能测试。
其中最主要的性能参数集中反映在流量、压比和效率这几个参数上。
为了能够绘制速度三角形，本次试验要求在设计和近失速这两个特征状态下，测量如下气动参数：流量管静压、转子进出口外壁静压、静子出口外壁静压、转子进出口和静子出口平均半径处的总压、转子出口平均半径处的气流偏角以及其它必要的辅助参数。
2、额定折合转速下压气机特性曲线压气机的性能用特性曲线来表示。
对于高速压气机，通常的特性曲线图为流量－总压比图和流量－效率图。
但对于低速压气机，其横坐标则常用流量系数来表示，而压比可用压升或压升系数来表示。
试验时首先要在流量全开的情况下将转速开至待测转速。
待转速稳定后逐渐减小排气阀关度，通过减小排气面积来提高反压，从而得到同一转速下不同流量点的特性。
当流量减小到一定值时就会发生失速或喘振，此时应退出失速或喘振状态。
将同一转速下的这些测点连接起来就成为一条特性线。
如需完整的特性图，还应返回大流量状态，然后开至其它转速，重复这个过程。
图2.1为某低速压气机额定转速下的特性曲线示意图。
0.200.250.300.350.400.450.500.550.600.650.70∆p/.5ρum2ca/um0.200.250.300.350.400.450.500.550.600.650.701.0101.0121.0141.016πca/um0.750.800.850.90η图 2.1 压气机特性曲线三、实验装置如图2.2所示，实验台为一排动叶和一排静叶组成的单级轴流压气机，可增加叶片排数，扩展为双级相同级或三级相同级。
航空发动机压气机转子叶片强度计算及气流场模拟摘要压气机是为航空发动机提供需要压缩空气的关键部分，由转子和静子等组成，其中转子叶片是完成该功能的核心零件，在能量转换方面起着至关重要的作用。
叶片工作的环境比较恶劣，除了承受高转速下的气动力、离心力和高振动负荷外，还要承受热应力，所以在叶片设计之中，首先遇到的问题是叶片结构的强度问题，转子叶片强度的高低直接影响发动机的运行可靠性，叶片强度不足，可能会直接导致叶片的疲劳寿命不足，因此在强度设计中必须尽量增大强度，以提高叶片疲劳寿命和可靠性。
由进气道、转子、静子等组成的离心式压气机内部流动通道是非常复杂的，由于压气机是发动机的主要增压设备，其工作的好坏对发动机的性能有很大的影响。
随着现在的计算机和数字计算方法的大力发展，三维计算流体模拟软件越来越多的被运用到旋转机械的内部流场进行数值分析。
本文利用三维流体模拟软件ANSYS系列软件对压气机内部的气体流动性能进行模拟，得到一些特征截面的压力和速度分布情况。
关键字：转子叶片；强度计算；Fluent；轴流式压气机AbstractThe compressor is to provide compressed air for the needs of key parts of aero engine, the rotor and the stator, etc., wherein the rotor blades are core components to complete the function, plays a crucial role in the transformation of energy. The blade working environment is relatively poor, in addition to withstand high speed aerodynamics, centrifugal force and vibration in high load, to withstand greater thermal stress, so in the blade design, the first problem is the strength of the blade structure, the rotor blade strength directly affect the reliability of the engine, blade lack of strength, may directly lead to the fatigue life of the blade is insufficient, so the strength design must try to increase the strength, to improve the blade fatigue life and reliability.The internal flow passage of centrifugal compressor inlet, rotor and stator which is very complex, is mainly due to the high pressure equipment of the engine, has great impact on the performance of the quality of its work on the engine. With the development of computer and digital calculation method, 3D computational fluid simulation software has been applied to numerical analysis of internal flow field of rotating machines. In this paper, the fluid flow characteristics in the compressor are simulated by using a series of ANSYS software, and the pressure and velocity distributions of some characteristic sections are obtained.Keywords: rotor blade; strength calculation; Fluent; axial flow compressor目录1 引言 (1)1.1 课题介绍 (1)1.2 研究方法 (1)1.2.1 直接计算法 (1)1.2.2 有限元分析法 (2)2 转子叶片 (2)2.1 叶身结构 (3)2.2 榫头结构 (5)2.3 叶片截面的几何特征 (7)3 叶片强度计算 (10)3.1 叶片受力分析 (10)3.2 离心拉应力计算 (11)3.3 离心弯应力计算 (13)3.4 气流弯应力计算 (16)3.5 叶片热载荷 (19)3.6 榫头强度计算 (19)4 压气机内气流场的模拟 (22)4.1 Fluent软件介绍 (22)4.2 双向流固耦合 (22)4.3 模型建立 (24)4.3.1 实体模型的建立 (24)4.3.2 ICEM CFD网格划分 (28)4.3.3 相关条件的设置 (29)4.4 运行结果和分析 (30)4.4.1 速度计算和分析 (30)4.4.2 压力场计算和分析 (32)5 结束语 (34)【参考文献】 (35)致谢 (36)附录1 相关英文文献: (38)附录2英文文献中文译文: (53)1 引言1.1课题介绍压气机是用来提高进入发动机内的空气压力，提供发动机工作时所需要的压缩空气，也可以为座舱增压、涡轮散热和其他发动机的启动提供压缩空气[1]。
压气机循环实验报告1. 引言压气机是一种能够将气体提升至较高压力的设备，广泛应用于工业生产、能源转换和空气压缩等领域。
理解压气机的工作原理和性能特性对于优化其设计和运行至关重要。
本实验旨在通过压气机循环实验，研究压气机的性能参数和工作特性。
2. 实验目的- 了解压气机的基本工作原理和循环过程；- 掌握压气机性能参数的测量和计算方法；- 研究不同工作条件下压气机的性能特性。
3. 实验装置和方法3.1 实验装置本实验所用的压气机循环实验装置主要包括压气机、压力传感器、温度传感器、流量计等仪器设备。
3.2 实验方法1. 将压气机循环实验装置按照实验装置图连接好；2. 打开相应仪器设备的电源并校正仪器；3. 调整实验装置，使其达到稳定状态；4. 测量和记录压力、温度和流量等参数；5. 改变实验装置的工作条件，重复步骤4，记录相关数据。
4. 实验结果和讨论4.1 压气机循环过程压气机循环过程主要包括吸入、压缩、排出和排气四个阶段。
在吸入阶段，压气机通过气体入口吸入大量气体；在压缩阶段，气体被压缩，温度和压力上升；在排出阶段，压缩气体通过出口排出；在排气阶段，高压气体被释放到外部环境中。
4.2 实验结果经过多次实验测量和数据记录，我们得到了不同工作条件下的实验结果。
以下是其中一组数据：工况气体温度() 气体压力(MPa) 气体流量(m3/min)初始状态30 0.1 1工况1 40 0.2 1.2工况2 50 0.3 1.54.3 数据分析根据实验结果，我们可以计算出压气机在不同工况下的性能参数，如等熵压缩比、热效率等。
同时，我们还可以观察到不同工况下的气体温度、压力和流量的变化规律，从而分析压气机的性能特性和工作状态。
5. 结论通过压气机循环实验，我们深入了解了压气机的工作原理和性能特性。
我们掌握了压气机性能参数的测量和计算方法，并研究了不同工作条件下压气机的性能特性。
实验结果表明，压气机的性能受到工作条件的影响，不同参数的变化会对压气机的性能产生影响。
某型航空发动机进气压力畸变试验研究孔迪【摘要】针对飞机在大攻角飞行时易引起进气道和发动机进口流场畸变的情况,对某型发动机的综合抗进气压力畸变能力进行了整机试验研究.试验采用插板式畸变模拟器研究发动机综合抗总压畸变能力,获得了各规定风扇换算转速下发动机临界畸变指数,完成了畸变条件下遭遇加速试验,发动机过渡态工作正常.结果表明:该试验方案可行、数据可靠、结果有效,该型发动机满足飞机/发动机相容性试验要求.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2014(040)003【总页数】6页(P60-65)【关键词】进气压力畸变;总压畸变;畸变指数;航空发动机;风扇;压气机【作者】孔迪【作者单位】中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015【正文语种】中文【中图分类】V235.12随着战斗机飞行性能和技战术要求的不断提高，飞机在增大迎角飞行或改变姿态机动飞行时，其进气道出口处会发生较为严重的进气压力流场畸变，将直接影响到发动机的风扇/压气机进口压力流场的不均匀度，从而影响发动机工作稳定性,乃至整个飞机推进系统的工作稳定性[1-4]。
在战斗机飞行试验中，推进系统试验（包括进气道压力恢复和进气道气流畸变）是主要试验内容之一。
在航空发动机稳定性评估中，进口压力流场畸变是影响发动机工作稳定性的1个重要因素，而对发动机工作稳定性影响最直接、最重要的表现就是对压气机性能和稳定性的影响[5-8]。
本文采用插板式畸变模拟器（简称畸变发生器）在发动机进口产生总压畸变流场，得到发动机在不同状态下的临界综合畸变指数，为配装某型飞机使用稳定性评定提供依据。
同时，探索利用插板式畸变模拟器产生的畸变流场来研究发动机抗进气压力畸变试验的可行性[9-13]。
发动机在测试系统专项改装到位的整机试车台进行进气压力畸变试验。
进气畸变装置主要由工艺进气道、发生器前连接进气管道、畸变发生器系统、发生器后连接进气管道和测试段组成。
畸变发生器系统由插板式畸变发生器和液压控制系统组成，工作时通过控制插板插入深度来改变压气机或整机进口流场畸变指数；系统具有手动调节、给定目标位控制、压力畸变全自动控制以及压力畸变过渡态控制等功能；当系统接收到喘振监测装置指令信号时，具备应急控制插板无条件地以最大移动速度（或指定速度）缩退到指定位置的功能。
