AS332MK2搜索与救援方式研究

欧洲直升机公司对直升机在搜索与救援方面的研充积累了许多经验。本文对AS332MK2“超美洲豹”战术运输直升机的搜索与救援方式的系统组成、使用要求和功能要求作了详细地介绍。对执行搜索与救援任务的固有困难也作了简要的说明，并提出了，改进措施。     

德国订购“山猫”

德国政府已批准了与韦斯特兰直升机公司订立购买7架“超山猫”100系列直升机,其价值约为1亿英镑的合同。这种新型“超山猫”被编号为“海山猫”MK.88A,将加强和充实德国现有的17架MK.88“海山猫”机队。     

“超美洲豹”直升机地面液压油车的构造与特性

“超美洲豹”直升机液压地面油车是我国首创的一台既能作恒压变流量系统,又能作定流量液压系统使用的直升机地面油车。     

直升机用的两种先进涡轴发动机

T800是美国轻型直升机涡轴发动机公司(LHTEC)研制的第四代涡轴发动机,采用纯离心式压气机,高效率的整体式带沙尘分离器的进气道,装有全权数字电子控制系统和状态监控系统。该发动机已装在各种直升机上进行过3000多小时的试验,还完成了其功率增大型的关键设计评审。美国侦察攻击直升机RAH-66“科曼奇”也装有T800     

某型弹用涡喷发动机安装性能分析

在分析S形进气道的总压损失以及进气道，喷管／后体外部阻力计算方法的基础上，建立了针对某型号导弹涡喷发动机的安装性能的计算程序，并结合实际飞行条件，对用户附加引气，功率输出，进气道，喷管安装和环境温度对该发动机性能的影响进行了计算，结果表明，引气和提取功率影响不大，而进气道总压损失和进、排气系统的外部阻力有重要影响，环境温度有一定影响；而且由于弹用涡喷发动机的推力比较小，必须考虑安装性能计算，以便准确判断每一种安装因素所造成的性能损失，为设计和使用方提供理论指导依据。     

某型涡扇发动机在线流道清洗喷射参数选择与试验

为了解决某型飞机进气道距离长、流道形状不规则造成从进气道唇口喷射清洗发动机时喷射参数难以确定的问题,利用linearized instability sheet atomization（LISA）模型和Spalart-Allmaras（S-A）湍流模型,以液滴颗粒大小和运动轨迹为优化目的,以液滴在发动机气流进口端面的覆盖面和穿透能力为效果目标进行数值仿真,优化选取喷嘴的设计参数,减轻了试车工作量并降低了试验费用。通过飞机进气道与发动机联合整机在线清洗台架验证试验测试评估了预先选择喷射参数的喷嘴的喷射性能。台架试车结果表明:发动机采用冷运转状态清洗,喷射参数确定为雾化角为18°,喷嘴在喷射架上的安装角度为上偏角为7°30′,清洗车的供液压力为1MPa。针对发动机的冷起动或者慢车状态,选取的喷嘴类型、喷射压力、喷射角度和安装角度等优化的喷射参数是合理的,不仅能使清洗液滴覆盖整个发动机的进口区域并穿透整个叶栅,而且不会引起附加的风扇压气机叶片侵蚀。      

波音737-300/400/500进气道防冰系统故障分析及处理

波音737-300/400/500进气道防冰系统的组成如图1所示,进气道防冰系统使用发动机5级和9级压气机热空气,热空气经防冰活门调节和控制进入发动机进气道前沿整流罩内的环型喷射管,通过热喷射气流加热进气道前沿达到防冰的目的.其主要部件包括:防冰管路、防冰活门、防冰过热电门、防冰压力电门以及环型喷射管.     

考虑限制保护的航空发动机起动控制技术

涡扇发动机起动控制方法直接影响发动机的起动性能.为在发动机整个起动过程中持续获得高、低压转子转轴上的最大剩余功率,提出了1种涡轮前总温Tt4闭环控制规律用于设计涡扇发动机起动控制的方法.对于起动过程中可能发生的风扇、低压压气机、高压压气机喘振和失速问题,在设计的Tt4闭环回路前加入喘振裕度限制保护控制,并考虑到在起动过程的第1阶段中在起动机带转到发动机点火前Tt4回路不起作用的特点,对Tt4回路设计了积分冻结逻辑.仿真结果表明:在满足给定喘振裕度和涡轮前总温不超温的条件下,涡轮前总温Tt4闭环控制方法能够以持续的最大剩余功率使发动机从静止状态起动到慢车功率状态.     

航空发动机超声速巡航性能寻优控制研究

为解决航空发动机在不加力超声速巡航状态的性能寻优问题,提出进气道放气、风扇与压气机导叶角与燃油流量、尾喷管喉道面积五变量的序列二次规划优化调节方案,验证了航空发动机在最大安装推力、最小油耗、最低涡轮前温度三种控制模式时,相比较于传统的不带进气道放气的四变量优化方案,五变量优化方案优势明显,可分别提升最大安装推力7.5%,降低燃油消耗率4.6%,降低低压涡轮前温度1.5%;同时,为满足机载发动机模型自适应要求,建立基于输入端带积分补偿的卡尔曼滤波器的发动机自适应模型,并验证了航空发动机在发生蜕化时,五变量优化方案同样具有全局寻优优势。     

阿古斯塔A119直升机

阿古斯塔公司在巴黎航展上展出一种新型的单发动机8座直升机——A119“袋鼠熊”。 A119原型机采用A109K-2的基本型机身和主传动系统部件,装一套新的4片桨叶的旋翼系统,装一台功率为850轴马力的透博梅卡·阿赫耶2涡轮轴发动机,     

民用航空发动机进气道防冰功率的计算方法研究

根据民用航空发动机短舱防冰系统设计的要求,对进气道的防冰功率进行了的计算研究.基本思路是利用结冰数值计算软件计算进气道水滴撞击范围,在此基础上,根据进气道防冰表面不同温度的要求,确定了进气道防冰系统引气功率的需求.提出的发动机进气道防冰功率计算方法,可供民用航空发动机短舱进气道防冰系统设计参考和借鉴.     

在进气道与发动机相容性方面反旋流措施的工程应用研究

进气道旋流是进气道与发动机相容性的一个重大扰动参数，从飞机总体布局，发动机设计方面入手，研究了现存飞机对旋涡的防止和反抗措施，新发现：低压压气机前面级静子叶片采取“端弯”技术措施，对提高发动机抗旋流扰动能力，降低对旋流扰动的敏感度十分有利，看好其工程应有前景。     

超声速进气道进发匹配安装性能快速计算方法

为了研究超声速进气道与发动机的匹配特性,改善推进系统的安装性能,结合准一维进气道流场计算方法和基于部件法的发动机总体性能仿真模型,发展了一种考虑进发匹配的超声速进气系统安装性能快速计算方法。该方法能够计算不同飞行条件和不同进气道工况下,超声速进气系统的性能和安装阻力。利用文献中的数据对本文的模型进行了校核,并以两斜一正外压式进气道为例,研究了亚声速飞行时的附加阻力和进气道的调节方法。与文献中数据对比表明,进气道总压恢复和流量系数误差小于1.4%,发动机安装推力计算结果误差小于9%。超声速进气道在亚声速巡航状态下由于发动机节流带来较大的附加阻力,而进气道调节可降低高马赫数下的溢流阻力并增加进气道的稳定裕度。     

歼击机进气道的数字式控制系统研制

为使歼击机的进气道与发动机工作稳定并高效率地运行,需要采用控制系统按照飞机、发动机的主要工作参数来改变进气道可变部分的几何形状。系统按发动机压气机增压比控制进气道入口斜板转角,并受平尾偏度修正。系统第一次采用了数字计算机控制系统,它与模拟式系统相比,精度高,响应快,体积小,重量轻,具有更多的自动报警功能。目前,该系统已在飞机上投入运行,飞行员反映良好。     

基于台架试验的涡轴发动机喘振发生位置规律

为了探究某型涡轴发动机喘振发生位置规律,采集并分析了台架喘振试验时进气道、轴流压气机叶尖、轴流压气机出口和离心压气机出口的压力信号。采用连续小波时频变换对压力信号进行特征提取,以小波系数作为喘振信号特征,阈值为小波系数最大值的10%,结果表明:某型涡轴发动机的轴流压气机总是比离心压气机先发生喘振,喘振在轴向上由进气道向离心压气机传递的同时,在周向上也沿着压气机转子叶片旋转方向传递。对某型号发动机进行实时喘振监测时,监测轴流压气机能比监测离心压气机更早发现喘振,在后续某型涡轴发动机改型设计时,可增加轴流压气机的喘振裕度来提升整机防喘能力。      

进口流场与发动机工作稳定性试飞

某超音速飞机,在一定的高度和速度范围内,通过“全加力”加速平飞,平飞时发动机加速与节流、跃升和等Ma数爬升等试飞。以调节中心锥体上6个测压点的压力变化规律为依据,进气道出口“十”字形测压耙(图1)的压力分散度值定性地描述流场变化的趋势.来评定进气道与发动机匹配相容性。试飞结果表明:进气道以较弱的超临界状态与发动机相匹配工作;但时,进气道以较严重的超临界状态与发动机相匹配,显得喉道面积偏小;此外大攻角跃升和高空小表速接通加力时,各发生一次空中停车。     

M88-3发动机

M8 8 - 3发动机是M 88- 2发动机的第 1种衍生型发动机 ,于 1999年 2月完成设计 ,2 0 0 2年进行了首次整机试验 ,2 0 0 4年开始进行飞行试验 ,预计 2 0 0 5年左右定型。　　与M 88- 2发动机相比 ,M 88- 3发动机的高压核心机、低压涡轮和发动机控制器部件基本不变 ,33%的部件是新设计的。新的 3级低压压气机是由CENTOR发展而来 ,采用整体叶盘结构和 3D气动设计的宽弦叶片 ,流量增加了 10 % ,达到 75kg/s,压比提高到 4 .5。压气机增加了静子级 ,增大了质量流量 ,提高了在各个飞行区的部分功率下的性能。第 1级高压涡轮采用单晶材料的叶片…     

超燃冲压发动机进气道特性及传感器选择研究

针对超燃冲压发动机进气道状态监测系统的需求,通过对超燃冲压发动机进气道进行二维流场数值模拟,得到了超燃冲压发动机进气道在不同马赫数、不同反压下的数值模拟结果,进而通过分析进气道从起动状态到不起动状态下的壁面静压分布特性,给出了进气道起动状态的初步判断准则。在确定了进气道监测参数的基础上,将可拓学理论用于超燃冲压发动机传感器选型中,建立了超燃冲压发动机传感器选型的综合评价方法,并以压力传感器选型算例验证了该方法的可靠性。该研究为超燃冲压发动机参数测量方案制定和状态监测系统设计提供参考。     

某型战斗机进气道／发动机相容性研究

简述了在某型战斗机设计过程中,对进气道／发动机相容性问题所作的研究。该研究主要是建立在3项基本试验的基础上,即通过进气道缩比模型吹风试验获得不同飞行状态下进气道出口的畸变参数和图谱;通过发动机低压压气机部件畸变试验获得畸变对低压压气机特性的影响;在上述3项试验的基础上,经过分析和评估,获得偏离进气道调节规律的上边界－发动机喘振限制边界和下边界－进气道喘振限制边界,最后选择了3个飞行状态下进气道出口流场图谱和平均紊流度,研制成模拟板,在高空台上进行了全台发动机进口畸变模拟鉴定试验,通过上述试验研究和评估,为某型战斗机试飞提高了必要的安全保证,并为进气道／发动机相容性设计定型提供了依据。     

阿赫耶发动机的超应急功率状态

简要分析了阿赫耶1M、1M1发动机超应急功率状态设置的目的。叙述了其系统组成和工作原理,并对该状态的工厂考核及使用限制等要求作了充分的说明。