空气涡轮在弹上的取气问题

以冲压发动机为动力的导弹,一般都采用冲压空气涡轮泵燃料供给系统。涡轮的工质直接来自冲压空空。在该系统中,涡轮在弹上的取气方法和取气部位是供油系统设计和导弹总体布局必须考虑的一个重要问题。取气的方法和部位不当,不仅影响供油规律和发动机的正常工作,而且影响导弹的气动性能。 空气涡轮在弹上的取气方法和取气位置,必须根据导弹的总体布局、供油系统的选择、以及控制系统的供油规律一起来考虑。本文根据我们的研制经验,以及国外有关资料,对空气涡轮的取气方法和弹上的取气位置,进行了综合和分析,提出了研中。必须考虑的问题和原则。     

冲压发动机供油环设计数值研究

为了研究供油特性对冲压发动机性能的影响,对两种不同供油环配置下的发动机性能进行了数值模拟和试验研究。通过三维数值分析,对两种不同供油环配置下的流场结构进行了分析,开展了不同供油环方案的试验研究。结果表明,在供油环只有单侧喷油的情况下避免了相邻两根径向油管喷射出的燃油相互叠加,有利于形成均匀的燃油浓度分布,得到了较高的燃烧效率,发动机性能也得到提高。计算结果与试验结果一致性较好,证明了单侧供油环方案的优越性。     

吸气式空气涡轮冲压发动机的过渡态性能

为计算吸气式空气涡轮冲压(air-turbo-ramjet,ATR)发动机过渡态性能,建立了ATR发动机过渡态模型.通过与传统涡喷发动机供油原则对比得到了ATR发动机供油应遵循的规律,计算得到了给定供油规律下的ATR发动机加减速性能.结果显示ATR发动机在供油规律选择上更加灵活,并能很好地满足喘振裕度的要求.根据ATR发动机自身特点,在补足低转速特性后,本模型可直接模拟ATR发动机起动过程.      

某型航空发动机空中起动供油规律的研究

研究某型航空发动机空中起动困难问题,现有自动起动器没有考虑飞行高度对供油规律的影响,发动机在空中起动时存在富油状态.分析了影响起动供油规律的因素,在现有自动起动器结构基础上,设计了高空修正模块来补偿飞行高度对供油规律的影响.建立了自动起动器的数学模型,对改进的自动起动器进行了仿真分析和试验.仿真结果和试验验证了改进方案的可行性,与地面起动相比,空中起动的供油量随着飞行高度的增加而降低.采用改进的空中起动供油规律可补偿飞行高度对供油特性的影响,解决发动机空中起动时的富油状态问题.      

涡扇发动机地面起动供油边界探索

涡扇发动机在起动性能调试试验中屡屡出现失速导致起动失败,反复调试仍难以实现起动成功至慢车状态。为此,开展了发动机起动供油边界探索方法的研究,探索出发动机起动供油边界,作为起动供油规律调整的参考范围。随后进行了起动供油边界探索试验,获得了发动机起动供油边界,并依据该边界进行起动调试,成功实现了发动机起动至慢车状态。该方法为起动性能调试提供了依据,降低了起动调试的盲目性和风险,减少了起动调试次数,使发动机能够较快实现慢车运转。     

脉冲爆震发动机供油自适应规律研究

利用在油路系统的不同位置处设置动态压力传感器来测量PDE工作过程中的油管中瞬时油压曲线的方法,研究PDE工作中的供油自适应规律.研究结果表明,在供油自适应控制中,开始和停止供油取决于PDE内的燃气反压和供油压力的共同作用,燃气反压大于供油压力,停止供油;燃气反压小于供油压力,开始供油.在保持PDE内当量比不变的情况下,一个循环内的供油时间长短只与供油压力有关,与油管长度和工作频率无关,但油管长度越长,损失越大,导致泵后压力越高.      

某型主燃油调节器加速供油规律不正常故障分析

针对主燃油调节器加速供油规律不正常故障,列举出与之相关的零部件,采用故障树逐级分析的方法,将故障点定位到P_2活塞与衬套上的配合间隙,并进行了试验验证,成功排除了故障,提出了注意事项及解决措施。     

燃油泵调节器供油特性改进方法

燃油泵调节器供油特性的优劣,直接关系到航空发动机能否可靠工作和充分发挥性能。某燃气涡轮起动机燃油泵调节器,为满足用户使用要求,需改变其起动加速供油特性。主要通过增加数控模块,利用其控制器和传感器来实现信号的反馈与匹配,再通过放油实现脉宽调制电磁阀对流量的修正,从而实现对燃油泵调节器起动加速供油特性的修正。最后通过试验验证了改进方法的可行性。     

核心机地面起动供油规律快速确定方法

确定核心机地面起动规律是航空发动机研制中的重要环节。通过对核心机与发动机起动供油规律的对比,和起动过程中数值仿真与试验数据特点的分析,提出了采用数值仿真与试验数据分析相结合,快速确定核心机合适起动供油规律的方法。经几型核心机试验验证,该方法能有效解决起动点火和起动加速等问题,减少起动调试次数,提高起动成功率和试验调试的安全性。核心机起动供油规律的确定,为发动机起动供油规律的确定奠定了基础。     

基于相似参数的加速供油规律反设计方法研究

为了推广数字电子控制在发动机控制系统中的应用,利用原液压机械控制装置具备的加减速功能进行供油规律的反设计具有重要意义。基于相似理论,提出了以高低压压气机进口总温、高压压气机出口总压和高压转速为函数参量的加速供油规律;其次考虑到温度传感器测量难、响应慢的实际问题,提出了一种仅利用高低压压气机出口总压和高压转速为函数参量的基于发动机加速试验数据反设计加速供油规律的方法;进一步提出一种仅利用低压压气机进口总压、高压压气机出口总压和高压转速的供油规律的设计方法。两种加减速供油规律仿真曲线与地面、高空加减速试验数据对比表明,加速过程高压转子转速相对误差小于2%,减速过程高压转子转速相对误差小于3%。     

双模态超燃冲压发动机最大供油模态计算方法研究

为了获得不同飞行状态下双模态超燃冲压发动机最大供油状态,在集总参数方程的双模态超燃冲压发动机性能计算模型基础上,通过分析双模态超燃冲压发动机堵塞边界条件及工作机理,发展了最大供油模态流量平衡的求解方法,并以此为基础建立了双模态超燃冲压发动机最大供油模态计算模型。给出某飞行条件下的最大供油模态迭代计算过程,并详细描述了其所表征的物理现象,其流量平衡计算精度达10~(-4),并在此基础上完成了不同飞行马赫数下的最大供油模态计算,获得相应的燃烧室最大供油量及隔离段/燃烧室沿程参数分布。结果表明,该计算方法可实现双模态超燃冲压发动机最大供油模态的流量平衡计算,并能精确地捕捉给定燃油分配形式下的燃烧室最大供油量。     

某型航空发动机高原起动供油规律研究

以某型航空发动机作为研究平台,通过对发动机起动工作过程和起动供油调节分析,研究了地面平原起动供油和高原起动供油关系。在兼顾了空中起动的基础上,提出了在高原环境下的起动供油控制规律:调整改变自动起动器和起动放气嘴。以发动机在平原地区机场起动调整方法为基础,得到了在高原机场起动调整方法,并在高原机场试验验证中取得满意结果,解决了发动机在高原进气气压低,含氧量较少,温度较高,一系列恶劣的进气条件下起动中热悬挂、冷悬挂、起动失速等起动极限问题,可为其他型号发动机的高原起动借鉴。     

军用永备机场供油工程CAD系统开发研究

从空军机场供油工程建设管理情况入手，分析了军用永备机场供油工程设计的技术现状，结合军用永备机场供油工程CAD系统的开发，提出了该系统应具备的主要功能，开发设计的基本原则和技术路线，并对系统结构框架和研究的主要内容，系统开发的关键技术进行了探讨。     

航空发动机数字式供油调节器研究

供油调节器是航空发动机综合控制系统的主要执行机构。介绍和分析了机械式供油调节器的基本工作原理及其节流特性;对数字式供油调节器进行了研究,重点分析和计算了其结构、流量控制过程、滑阀受力状况和典型响应时间,表明数字式供油调节器的工作品质明显优于机械式调节器的。     

基于实时模型的涡扇发动机加速供油规律设计方法

针对某型涡扇发动机建立了实时模型,并将实时模型计算与试验结果进行了对比,得出该实时模型对模拟航空发动机加速过程具有一定的精度。通过改变航空发动机加速过程控制逻辑,并引入压气机裕度这一限制条件,获得了1种航空发动机加速供油规律设计方法。在实时模型中采用该方法,能够快速准确地获得航空发动机的加速供油规律;同时能够直观地得到航空发动机加速过程的动态特性。结果表明:通过验算得到设计的加速供油规律符合航空发动机加速要求。     

某型分区供油喷嘴的热防护特性试验

针对多级旋流燃烧室供油系统热防护问题,开展了某型分区供油喷嘴热防护特性试验研究,获得了不同来流气动参数和燃油参数下喷嘴壁温分布.结果表明:随着燃油进口温度、进气温度的升高喷嘴各测点壁温均升高,其中集油环油路外壁温度与进口油温增加幅度基本一致,喷嘴外壳壁温与进气温度增加幅度基本一致;集油环油路外壁、集油环外壳在主油路关闭...     

脉冲爆震发动机供油自适应控制优化设计

研究了带气动阀PDE的供油自适应控制优化设计，通过在油管中设置单向阀和通过油管自身(无单向阀)，成功实现PDE的供油自适应控制，在爆震管直径为180mm，长度为2m，管内流速为25m／s的PDE中，可以产生稳定的爆震波，并获得2MPa以上的压力和1500N以上的峰值推力。通过对不同油管长度、不同工作频率的压力、推力曲线对比研究，分析了供油自适应控制的机理，及供油相对进气滞后时间的长短对PDE工作的影响。     

机场供油模式优化研究

机场供油模式优化研究是以业务流程重组理论为基础，以机场供油系作业单元间的工艺流程和生产运作为研究对象，以价值工程理论和系统管理思想为指导，跳出传统理念和现有运作模式，对机场现有的从航油接收至加注全过程进行再思考，找出不合理的流程和环节，研究、探讨最佳的运作模式并实施，使供油系整体优化，     

驻涡燃烧室凹腔供油位置对流场影响的PIV实验

采用PIV(particle image velocimetry)技术,对凹腔供油位置不同时凹腔内的冷态流场进行对比研究.通过分析不同来流速度对腔内涡的形成及其稳定性的影响,从而研究不同供油位置对涡稳定的影响.实验表明,供油位置在凹腔前体,油气掺混孔处的射流对涡有破坏,供油位置在凹腔后体,油气掺混孔处射流对涡没有破坏作用,在不考虑供油方式等因素的情况下,凹腔后体供油优于凹腔前体供油.研究结论可为该驻涡燃烧室进一步的热态燃烧性能实验研究提供依据.      

机场供油工程施工阶段的质量管理

供应到飞机上的航煤质量是关系到飞行安全的重要因素之一，航煤质量是靠供油设施和工程的质量来保证的。有了完好的设施和优良的工程质量才能保证具有易燃、易爆、易蒸发、易渗漏等特性的航煤的安全生产。本结合乌鲁木齐机场供油工程建设管理实践，对施工阶段质量控制进行探讨。