航空发动机飞行试验喘振故障分析研究

针对发动机在飞行试验中出现的喘振停车故障,通过分析风扇和压气机可调导向叶片调节、尾喷管喉道面积调节、主燃油控制、进气扰动、消喘控制等影响因素,逐一查找喘振原因并制定排故措施。分析结果表明:发动机供油量设计与喘振裕度不匹配导致发动机在加速过程中出现了喘振,发动机稳定裕度不足是喘振的主要原因;发动机消喘切油过深使发动机出现停车,启动供油和消喘切油的综合作用引起发动机出现转速悬挂,直接导致发动机排气超温和消喘失效;减小发动机加速供油量以及关小压气机可调导向叶片可以有效提高发动机稳定裕度,但会影响发动机加速性能。     

碳氢燃料管内氧化结焦影响规律研究

航空发动机供油系统影响着飞行安全,而航空发动机的供油系统氧化结焦问题仍未解决,氧化结焦的颗粒会在管内发生聚集,影响供油管路和喷油系统的换热,甚至堵塞管路,严重地降低了航空发动机的可靠性。本文对七组航空发动机喷油嘴的实际运行工况进行流动换热的实验模拟,通过模拟发动机起飞、巡航、加速、下降等工况下喷嘴的换热情况,探究碳氢燃料在导油管内的结焦分布。在实验的基础上,针对碳氢燃料在导油管内的流动和换热进行数值模拟,探究其结焦的主要原因,对工程实践具有指导意义。     

涡轴发动机高原起动试验研究

基于不同海拔机场发动机地面起动试验结果,以及涡轴发动机起动特点,研究了机场海拔高度对发动机起动过程的影响,并结合发动机起动供油及燃烧过程,分析了在高原机场造成起动困难的主要因素,并针对高原起动出现的问题,给出了改进建议。结果表明,随着海拔增高,发动机地面起动时间增加,起动过程中的最高排气温度上升,起动过程更容易出现喘振;建议通过合理调整起动供油量和提高起动机功率来改善发动机高原起动性能。     

涡扇发动机高原起动供油调整规律研究及故障分析

以某型涡扇发动机高原起动试验为研究对象,通过建立关键事件方式建立起动调整策略分析方法,总结分析了高原起动特点及起动供油量的调整规律,并针对发动机起动过程中出现的几种典型的失速、热悬挂失败案例,分析获得了起动失败的原因。结果表明：高原冷态起动失败主要为起动机脱开后发动机失速为主;热态起动失败主要为低压转子阻力矩增大导致热悬挂为主;起动供油调整规律为起动第二阶段减小供油量,起动第三阶段增加供油量。并提出了提升高原起动成功率的建议,可为发动机高原使用提供参考。     

飞机抽吸供油及飞行试验验证

飞机在设计阶段,应当考虑供油泵故障情况下燃油系统向发动机的供油能力。文中对供油泵故障时供油管路的气塞现象进行了描述,并根据RP-3航空煤油的特性,结合工程经验公式,通过计算确定抽吸供油时管路内的气液比。最后,在气液比计算的基础上,通过飞行试验对某型飞机抽吸供油工作情况进行了验证。     

柴油机喷油提前器故障分析与排除

正车用柴油机转速范围很广,为保证每个转速都有适当的供油角度,供油提前器按照柴油机转速变化自动调节喷油喷射正时,使供油提前角随发动机转速上升而提前,保证高速时点火不致延迟,使燃烧完全,低速时提前角减小,改善起动性能,保证低速稳定性和避免燃烧粗暴。每台发动机有其合适的提前角供油,发动机供油过早则容易出现发动机在起动时困难、运转过程中出现敲缸、功率下降、油耗上升等故障;供油过迟则容易出现烟度增大、水温升高、功率下降及油耗上升等故障。     

丰田5S-FE发动机燃油供给系无油压故障现象排除方法浅谈

<正>燃油供给系统简称供油系统,其功用是向发动机各个气缸供给混合气燃烧所需的燃油量。燃油喷射式发动机供油系统的结构主要由燃油箱、电动燃油泵、输油管、燃油滤清器、油压调节器、燃油分配管、喷油器和回油管等组成。燃油分配管又称为供油总管或油架。发动机工作时,汽油泵工作,将油箱内的燃油泵入供油系统,供油系统的油压由油压调节器调节,一般控制在     

基于直线超声电机控制的供油调节器

针对传统弹用涡扇发动机的供油调节器存在结构复杂、燃油调节速度低和电磁兼容性差等不足,提出了一种基于直线型超声电机驱动的新型供油调节器。分析了直线型超声电机驱动供油调节器进行燃油流量控制的机理,建立了调节器执行机构运动的物理模型,分别推导了执行机构在启动加速、稳态匀速、制动减速三个过程的运动方程。在此基础上,通过数值计算方法对其燃油调节时间进行了计算,最后通过试验进行了验证。结果表明,该调节器的燃油调节时间达到毫秒级,较传统供油调节器缩短了1~2个数量级,可更加快速地调整飞行器飞行状态,有效提高其机动和生存能力。     

燃油结冰试验用油的配制方法研究

飞机在极端气候环境中飞行时,往往会引起飞机燃油系统结冰,使系统给发动机所供的燃油流量间歇中断或完全中断,从而导致飞行事故。因此,在当前新机研制中,对燃油系统的结冰问题加以重点考虑,并且不仅要在实验室对系统进行燃油结冰模拟试验,而且在型号试飞阶段也要模拟极端气候条件进行燃油系统结冰飞行试验,以便考核该条件下燃油系统供油能力和发动机工作可靠性。本文结合某型飞机燃油系统结冰试验技术攻关工作,研究飞机燃油系统结冰飞行试验的燃油配水方法和试验程序。     

飞机燃油系统部件结冰试验用燃油的配制研究

使用涡轮发动机的飞机,长时间在寒冷环境下飞行,可能会引起飞机燃油系统结冰,从而危及飞机安全。为避免飞行事故的发生,新机研制时,涡轮发动机燃油系统与部件需进行燃油结冰适航验证试验,以确保在寒冷条件下燃油系统供油的可靠性。本文将根据燃油系统部件结冰的符合性验证试验方法进行燃油的配制并对配制方法进行研究,从而为飞机燃油系统部件的适航取证提供技术支持。     

F6L912型发动机供油提前角的简便调整方法

F6L912型风冷发动机在干旱缺水的地区使用优越性特别明显。但这种发动机对供油时间的要求比较严格,稍有误差极易使发动机产生异响并使其他零件的使用寿命缩短。但常有一部分发动机,在其飞轮端既没有供油提前角的刻度,在胶带轮端也没有供油标记,这给供油时间的调整带来很多不便。现以W4-60C型挖掘机所用的F6L912型发动机为例,将总结出的一种简捷、实用的供油时间调整方法介绍如下。     

航空燃气涡轮发动机的起动控制与试验研究

航空燃气涡轮发动机在起动过程中,极易因为供油量不够精确而出现“热悬挂”和超温问题从而导致发动机的运行故障,甚至影响发动机的正常使用寿命。为了实现对发动机起动控制过程中供油量的精确控制,有效解决起动过程中的“热悬挂”和超温问题,本文以某型燃气涡轮发动机为研究对象,提出了发动机起动控制方案,并利用试验模拟的方式验证了该方案的效果与可行性,然后根据试验结果对相关控制参数进行调整优化,使发动机起动过程中涡轮出口的排气最高温度大幅度降低,且温度到达峰值的时间也有所缩短,从而有效避免了超温问题对发动机的损坏。     

航空发动机飞行试验台电动油门系统的研制

为了满足航空发动机飞行试验台被试发动机试验的要求,研制飞行试验台电动油门系统。介绍了飞行台电动油门系统研制过程中的技术难点,电动油门系统的技术指标、组成、工作原理及试验过程。通过飞行台地面及飞行试验证明,研制的电动油门系统能保证空中使用环境的要求,满足飞行台试验过程中对被试发动机状态变化控制的要求。     

民航涡扇发动机高高原起动失效机理试验研究

为了探究民航涡扇发动机高高原起动失效机理,基于QAR数据对某型大涵道比涡扇高高原发动机冷发起动失效和热发起动成功时的关键性能数据进行了对比分析;针对发动机起动时燃烧状态,设计了航空发动机在翼尾气测量系统,测量分析尾气主要成分(未燃碳氢化合物、氮氧化物和一氧化碳)的实时浓度,结果表明:高高原无论冷发起动失败还是热发起动成功,起动机均需要单独带动发动机运转较长时间,达到30%N2左右转速,发动机才开始供油,热发比冷发供油量多,由于燃油雾化质量差,冷发起动比热发起动着火耗时明显增长;冷发供油到着火这段时间,发动机供油规律为脉动式;受制于EGT的限制,冷发起动第三阶段供油量基本维持不变,造成起动悬挂;热发与冷发相比,EGT温度较高,未燃碳氢化合物和一氧化碳的排放浓度较小,氮氧化物排放浓度差距不大,热发的燃油燃烧更充分。     

某型发动机飞行试验喘振故障分析 ——兼论其对商用大涵道比涡扇发动机研制过程的启示

飞行试验是新型号航空发动机适航取证的重要环节,是全面检验航空发动机性能的重要手段。发动机喘振是指发动机在运行过程中,其气流沿压气机轴线方向出现的低频高幅震荡现象。喘振具有多发性、突发性的特点,极易导致发动机工况恶化并出现机械损伤。在航空发动机飞行试验过程中发生喘振,有可能影响飞行安全并造成严重后果。本文根据某型发动机飞行试验中发生的喘振故障,分析产生喘振故障的原因及典型解决措施,探讨其对商用大涵道比涡扇发动机研制的启示。     

微型涡轮发动机供油系统滤油器堵塞故障研究

供油系统是微型涡轮发动机控制系统的重要组成部分，对发动机的性能有重要影响。根据发动机台架试验时转速异常下降的现象，从供油系统滤油器堵塞原理的角度分析了故障成因。搭建了滤油器堵塞试验系统，获得了滤油器前后压差和供油流量的关系。由试验获得的数据，建立了滤油器堵塞流通特性的AMESim模型，并通过仿真分析了滤油器部分堵塞和流通特性随时间逐步恶化时的故障特征。分析了发动机实际运行时，供油系统存在出口背压的情况下，滤油器堵塞对供油系统的影响规律。根据仿真分析的结果，提出了发动机供油系统闭环控制和滤油器堵塞预警等改进措施。     

应变计法测量螺旋桨拉力

螺旋桨拉力是螺旋桨的主要性能指标之一.工程技术领域提出了很多方法得到螺旋桨实际工作过程中的拉力,但这些方法只能在地面上予以实施,不能实测实际飞行过程中螺旋桨的拉力.在某型螺旋桨发动机的试飞过程中,尝试通过实测发动机承力杆系的应变来计算螺旋桨拉力.尽管这种方法由于发动机工作过程中主撑杆弹性变形很小,且实际飞行过程中受力复杂,所得结果与实际预期有一定差异,但该方法对CFD计算模型的修正以及实际飞行结果反证仍具有一定的参考意义.     

轻型客车匹配汽油发动机燃油供给及蒸发系统设计

本文通过轻型客车配装汽油发动机的原理及结构介绍,关键零部件的设计理念,以及设计过程中相关主要零部件的设计要点及材料选择。本文的介绍让大家了解了汽油车供油系统的原理以及供油系统相关零件,总结了燃油供给及蒸发系统的相关开发设计要求,以及对油箱噪音方面的设计也提出了一定的认识与要求。     

超燃冲压推进系统飞行试验方案

飞行试验是进行超燃冲压发动机研制的必备技术手段,也是超燃冲压发动机技术验证的唯一手段,且贯穿于整个超燃冲压发动机研究过程之中。本文对国外高超声速飞行试验方法进行了调研分析,研究了不同形式的超燃冲压发动机飞行试验技术方案,为未来高超声速飞行器及超燃冲压发动机的飞行演示提供技术参考。     

某涡轴发动机轴承环下润滑结构试验研究

某型涡轴发动机的主轴轴承采用轴向环下润滑结构,为验证其轴向收油以及输油结构的有效性,开展供油效率试验研究。介绍试验原理和试验方案,试验研究转速、供油压力以及喷嘴轴向位置对供油效率的影响。试验结果表明:供油效率随供油压力的增加而降低,随喷嘴与锁紧螺母轴向距离增大而减小;在发动机典型工况转速、供油压力条件下,研究的轴向环下润滑结构供油效率大于90%,满足设计要求。