航空燃气涡轮发动机EMS研究

EMS已经成为有效提高航空燃气涡轮发动机使用可靠性和维修质量的重要系统。本文简要介绍了航空燃气涡轮发动机EMS的结构和主要功能,研究了监测参数的选择、机载监视系统及地面监视与专家系统,并展望了其发展趋势。     

小型航空涡喷发动机在线综合监测方法研究

本文介绍了某小型航空涡喷发动机的基本情况,描述了使用的发动机试车台的基本情况,详细介绍了其各个组成部分。在某型航空涡喷发动机研制过程中,开展了对该发动机进行寿命试车的工作,为了准确地获取发动机的运行状态使用了包含振动、滑油温度、气路静电等监测手段的在线综合监测系统来采集发动机的状态数据。     

航空燃气涡轮发动机起动性能分析

快速、可靠的起动能力是航空燃气涡轮发动机的最重要的特性之一,影响其起动的因素多而复杂,而航空燃气涡轮发动机宽广的工作范围又给起动控制系统的设计带来了困难。本文根据某型航空燃气涡轮发动机起动试验过程中的情况,通过数字仿真和试验数据,综合分析了影响起动性能的各种因素。      

航空发动机涡轮后燃气温度检测系统设计及关键技术研究

航空发动机自动控制系统通过监测发动机涡轮后燃气温度,来实现对发动机涡轮前燃气温度的实时限温控制,从而避免发动机超温故障的出现。针对目前航空发动机涡轮后燃气温度测试精度偏低的工程现状,基于热电偶测温原理,提出了一种高精度涡轮后燃气温度实时检测技术的软、硬件设计方案。设计了一种基于温度校准仪的试验方法对其开展了系列试验,验证了系统的检测精度,并通过数据对比研究了延长导线规格、解算方法等关键因素对航空发动机涡轮后燃气温度检测精度的影响。     

某型军用发动机使用可靠性评估

某型军用航空发动机在实际使用中故障频发,为了寻找制约整机可靠性提高的薄弱环节,提高飞机战备完好性,提出了基于部件系统及其重要性的航空发动机可靠性评估方法。并依据外场故障数据,利用该方法对某型发动机的使用可靠性进行了评估。采用层次分析方法（AnalyticHierarchyProcess,AHP）,建立了具有3层评估指标的整机使用可靠性评估系统。运用数理统计的方法,根据同类型故障的寿命分布模型计算其可靠性指标。运用加权融合的方法获得部件系统及整机的平均故障间隔时间TM,用以评估发动机的使用可靠性,为该型发动机各个部件系统的外场维护及定检时间提供了参考。     

探索新型陶瓷热障涂层材料助力航空航天发展——访昆明理工大学材料科学与工程学院冯晶教授

热障涂层对于航空发动机的重要性体现在哪些方面?国内热障涂层的研究及应用处于怎样的水平?冯晶:航空发动机的重要技术 是两盘一片和热障涂层,热障涂层是四大关键核心技术之一。航空发动机的效率取决于温度,温度越高效率也越高,但提高发动机的使用温度,要考虑材料是否耐受,目前发动机燃气的燃烧温度可以达到1500~1600℃,到达材料表面的温度大概是1100℃左右。未来对于航空发动机的要求将越来越高,其使用温度可能达到1800℃、2000℃,甚至更高。那面临的一个问题,就是如何保 证材料在这么高的温度下还能正常运转。目前发动机最常用的材料是镍基超高温合金,其服役的最高温度是1100℃左右,而且这个指标事实上还很难完成,那就需要使用热障涂层让其达到使用要求。     

航空发动机气态污染物及冒烟的测量

介绍了新型燃气气态污染物和排气冒烟测量系统的工作过程,对某型航空发动机的气态污染物和排气冒烟进行了测量,分析了样气温度对测量结果精度的影响。     

航空发动机试车三分钟事件记录与回放

航空发动机试车计算机辅助试验系统中开发三分钟事件记录与回放功能可以为事后的分析提供数据依据。本文着重研究了事件模型的建立的一般方法,讨论了数据记录与回放的方法,最后给出了所采用的数据结果。根据本文所论述的方法,实现了该功能并已投入了某型航空发动机试车实验使用。      

航空发动机高温测试技术的发展

基于航空发动机的发展，论述了研究开发高温测试技术的重要意义及其测试技术的发展，包括航空发动机热端部件表面高温测试、燃气温度测试和二次仪表等。最后对发展我国航空发动机高温测试技术提出了若干建议。     

基于边界值的多元混沌发动机性能预测算法

首先提取航空发动机排气温度数据序列的边界值,并且证明了边界值序列具有混沌特征.其次提出了一种基于多元相空间重构的发动机状态混沌预测算法,实现对排气温度的预测.通过检验排气温度预测值是否超过所规定的红线,从而进行发动机的健康状态排查.作为验证实例,使用一组某机型发动机实际飞行数据对该预测算法进行了验证,结果表明:该组合算法降低了预测模型的时间复杂度,并大大提高了疑似异常点的预测精度.该方法可以为这种机型发动机故障预测提供决策依据.      

某型发动机空中起动故障分析

某型发动机在飞行试验台上进行空中起动过程中发生了排气温度过高、转速"热悬挂"的现象,介绍了其故障现象,详细分析了相关参数,发现其原因是在发动机起动中没有进行供油高空修正,引发燃油量过大,导致发动机排气温度过高。     

昆仑发动机发射武器防喘控制系统的研制

本防喘系统为某型歼击机研制,采用了数字式防喘控制器,能适应战斗机发射多种武器的要求,可按不同弹位、不同弹种和发射导弹时的不同飞行条件实现不同的控制规律。通过试验室物理模拟试验、火风洞温度畸变试验、地面和飞行台吞噬火药气体试验、高空台试验,优选了防喘控制规律,完成了全飞行包线的实弹考核飞行试验。研制过程中采用发动机进口热扰动参数和防喘系统有效性准则来评价防喘系统的工作能力,使研制工作逐步规范。      

某型航空活塞发动机排气门的对称烧蚀机理

基于统计显示某型航空活塞发动机运行中出现的大量排气门烧蚀故障案例中烧蚀位置均基本呈两点对称分布在气门头部两侧的现象。通过测量排气门密封面附近气门体的实际运行温度,获取了该型发动机上气门运行温度与排气温度（EGT）之间的对应关系,进一步结合该型发动机的结构设计和实际运行环境分析了这种气门烧蚀点对称分布的机理。研究表明:气门偏摆引起气门密封面温度周向对称性分布不均和运行中过度调贫使气门密封面温度过高是排气门对称烧蚀的主要原因。据此提出以EGT为参照限制调贫幅度的方案,经70 000飞行小时实践验证表明故障得到了完全解决。      

一种无人直升机的双发动机控制策略

针对某无人直升机双发动机控制问题,提出两台发动机采用并联控制方式使其输出功率保持一致,利用两个发动机转速较高者替代旋翼转速作为转速反馈信号,提高旋翼转速的平稳性,并给出了影响旋翼转速平稳性的两个主要扰动因素总距和前飞速度的前馈补偿控制量的试验测量和计算方法;进一步利用两个发动机缸头温度差对其控制量进行差动补偿,从而使得两个发动机的输出功率趋于一致,提高传动系统的平稳性,抑制机身扭振.最后,通过地面系留试验和试飞试验验证了该控制策略的可行性和有效性.      

第二代490N轨控发动机研制及在轨飞行验证

490N液体火箭发动机被广泛使用于航天器远地点机动入轨或者为其他轨道机动提供推力。我国第一代490N发动机真空比冲为304.7s,曾经成为制约我国航天器寿命上台阶的技术瓶颈,因此开展了基于铌合金材料的高性能第二代490N发动机研制工作,比冲提高10s。对第二代490N轨控发动机的研制和在轨飞行验证结果进行了总结和分析。第二代490N发动机研制过程中突破了高性能喷注器、耐高温材料及涂层、发动机头部喷注器法兰和燃烧室壁面结构温度控制、抗高量级力学环境能力以及热防护罩等多项关键技术,真空比冲达到了317.8s,单台发动机累计199次启动工作寿命40000s以上,工作性能达到国际同等水平。     

第四代发动机不加力超声巡航性能的研究

本文基于改善第四代发动机不加力超声巡航性能这一目标,提出了合理配置发动机地面设计点高压物理转速和节流比的设计思想,并结合冷超转和燃气储备利用技术进行性能寻优,大大提高了发动机的高空速度特性。      

民用航空发动机状态监视和故障诊断系统研究

北京飞机维修工程公司、北京航空航天大学、中国民航学院、东方航空公司联合发展了用计算机进行发动机状态监视和故障诊断的系统EMD, 已在国内最大的两家航空公司试用成功。对B767、B747、A310共13架大型客机的40台发动机进行状态监视和故障诊断, 取得良好的经济效益。      

面对称重复使用运载器尾部喷流风洞试验

研究面对称重复使用运载器尾部发动机的喷流干扰特性对于飞行器设计具有重要意义。在中国航天空气动力技术研究院的FD-12风洞中开展了亚/跨声速飞行条件下的喷流试验。试验使用常温压缩空气作为喷流介质模拟发动机的高温燃气,采用的相似参数包括：飞行器的几何外形尺寸、飞行器的飞行马赫数、发动机喷管的出口马赫数、发动机喷流与自由来流静压比。试验结果表明了发动机喷流对全飞行器气动特性和体襟翼铰链力矩的影响随来流马赫数、喷管、体襟翼偏角等因素的变化规律。     

基于高压涡轮叶片寿命损耗的航空发动机功率控制

提出了基于高压涡轮（HPT）叶片寿命损耗计算的功率控制策略.通过飞机和发动机模型在不同环境条件下进行飞行任务仿真,得到推力需求及HPT叶片温度等参数,采用逆向工程方法进行HPT叶片寿命损耗计算.结果表明:在满足推力需求的同时,采用降低HPT叶片温度的控制策略能明显减少在不同环境条件下HPT叶片寿命损耗.通过不断调整发动机高压涡轮环境温度使之工作在推力需求基线附近,达到了有效延长发动机寿命的目的,验证了高压涡轮叶片寿命损耗计算方法简单可行.表明基于HPT叶片寿命损耗的发动机功率控制降低发动机寿命周期成本的有效性.      

基于Origin语言的某型教练机发动机燃油系统故障诊断与分析

某型教练机在低空大表速飞行时,其发动机在最大状态下的供油量超过了发动机在各个状态的最大燃油流量软件值（GT=2300kg／h）,发动机从主燃油流量控制转为发动机应急流燃油量控制。本文对发动机色行数据进行了深入分析,同时结合发动机的三大特性,对其控制系统软件进行更改,经过后续飞行验证．发动机燃油控制系统下作正常。