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。     

航空发动机起动过程的微机控制研究

 <正> 1.概述 通常对航空发起动过程的要求是:起动迅速,不发生熄火、超温、喘振等现象。在航空发动机使用液压机械式控制器时,为了保证起动过程的顺利完成,一般都设置了自动起动器,但由于不同地区和不同大气条件对起动过程的影响,这种自动起动器常因不能对起动供油量及的进行自动修正,而导致发动机起动失败。     

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。     

涡扇发动机放气起动分析与试验研究

为进行涡扇发动机放气起动特性的研究,建立了发动机放气起动模型,并进行了仿真计算;为进一步验证放气对发动机起动的影响,进行了发动机放气起动试验,获得了发动机放气起动的特点,定性验证了仿真计算结果;通过多次调整起动供油规律的试验,得到了发动机起动供油边界。计算和试验结果表明:在发动机起动过程中放气可提高发动机的起动稳定性,同时发动机排气温度也有所提高,发动机放气起动供油边界高于不放气起动供油边界,放气起动提高了发动机起动稳定裕度。     

某型燃气涡轮起动机空中起动调整试验

利用某型燃气涡轮起动机进行空中辅助起动发动机试验,以期突破其仅用于地面起动发动机的限制,扩展起动机及发动机的起动包线.试验中通过对起动机供油规律的不同方式调整,获得了一定的起动机空中起动调整规律,并保证了该型起动机在5 km及以下高度成功起动.本文的研究工作对于起动机设计、试验及发动机空中起动研究具有一定的工程实用价值.     

航空活塞发动机燃烧煤油冷起动油量控制研究

为了解决航空活塞发动机燃烧煤油时冷起动油量控制的问题,根据油膜理论,建立冷起动油膜补偿模型,并推导出适于在微控制器上实现的离散控制算法.利用Matlab/Simulink对基于油膜补偿器的冷 起动油量控制模型进行仿真,结果表明该模型能够保证起动瞬间有足够数量燃油进入气缸.进行原型机改烧煤油试验,在不改动发动机供油和点火系统的情况下,通过冷起动油量控制,煤油发动机冷起动性能得到改善.      

厘米级微型涡轮喷气发动机关键控制技术研究

结合厘米级微型涡喷发动机自身特点, 从工程角度研究其关键控制技术.首先运用相似理论, 将参考发动机的起动控制时序变换适用于目标发动机的起动控制, 为了解决微型发动机起动困难问题还首次提出起动供油自校正技术.慢车以上状态采用系统辨识法建模, 通过仿真结合试验的方法设计了带可自动调整前馈的闭环PI调节器.试车试验表明, 研究的控制规律能控制发动机正常可靠运转, 满足各项性能指标要求.      

涡扇发动机起动和加速规律的研究及应用

研究了涡扇发动机起动和加速的一般规律及其设计方法;针对某型涡扇发动机存在的起动和加速方面的问题,进行了大量的试验研究和理论分析,提出了改进设计的方案,经验证,采用改进方案,大大提高了该型发动机空中加速性和地面起动性能.     

航空发动机空中起动失败故障分析与排除

针对某型发动机空中起动失败故障，阐述了发动机空中起动的时序与原理，通过对空中起动失败故障的现象分析，进行 初步故障排查，建立空中起动失败故障树，根据故障树对可能导致发动机空中起动失败的因素进行逐一分析、检查及试验验证，确 定主燃油泵调节器起动回油活门故障导致空中起动供油异常是发动机空中起动失败的原因。更换主燃油泵调节器后进行试飞验 证。结果表明：发动机空中起动正常，空中起动参数正常，发动机空中起动能力满足该型产品的指标要求，发动机可以在规定时间 内完成空中的再次起动，达到目标转速，发动机检飞通过。本次排故的思路与经验，可为后续某型产品的相关故障排除提供指导 性帮助。     

微型涡轮喷气发动机风车起动特性研究

为研究微小型涡轮喷气发动机风车起动的特性,以某微型涡轮喷气发动机为原型,通过数值模拟和试验研究相结合的方法,研究了其风车起动过程的各种特性。通过试验研究了丙烷气点火时间和丙烷气压对微型涡喷发动机转速以及燃烧室温度的影响规律,以在最短时间内使得微型涡喷发动机转速和燃烧室温度满足可供油燃烧的条件,并确定所需要的丙烷气最小气量。结果表明：在本试验条件下发动机从起动到慢车状态过程中,以先快后慢的供油规律起动加速时间最短约为82 s;发动机从慢车到80%全转速状态过程中,实现相对最短加速时间的供油规律可分为2段,前段供油斜率较大为0.79,后段供油斜率较小为0.14。对其它结构形式和起动过程类似的微小型涡轮喷气发动机有一定借鉴作用。     

涡扇发动机起动机辅助空中起动方案设计和试验

研究和设计了涡扇发动机起动机辅助空中起动方案,进行了起动机辅助空中起动的地面试验、高空台试验和飞行验证试验.试验结果表明:起动机辅助空中起动能扩大涡扇发动机的空中起动包线,能提高飞机空中停车后进行空中起动的可靠性,保证飞机的安全飞行.      

航空发动机过渡态试验进气压力线性自抗扰控制方法

航空发动机高空模拟试车台过渡态试验中进气控制系统受扰严重,常规方法难以有效提升进气压力控制品质,提出了一种基于线性自抗扰的进气压力控制方法。采用机理建模和系统辨识手段搭建高置信度进气仿真平台,设计线性自抗扰控制器,实现对发动机扰动影响的实时预估和补偿,形成具有主动抗扰机制的进气压力控制方法。考虑实际使用中存在控制器手/自动及控制器间的切换问题,设计实用型无扰切换方法。仿真环境下,将该方法与比例积分微分(PID)进行对比,结果显示进气压力最大偏离值由7.69kPa缩小至0.9kPa,且能够快速收敛趋于稳定,表明了该方法无需发动机信息即可实现进气压力的有效控制,通用性高,抗扰性优,能够大幅提升发动机过渡态试验中进气系统的调节品质。      

1项扩大涡扇发动机空中起动包线的有效措施——浅论航空发动机起动机辅助空中起动

在分析国外相关研究工作发展和应用情况的基础上,提出了以起动机辅助航空发动机空中起动来扩大涡扇发动机空中起动包线的措施;重点阐述了起动机辅助起动的地面试验、高空台试验和飞行台试验研究,试验结果表明前述措施可行,能够大大提高飞机在空中停车后进行空中起动的可靠性。     

涡扇发动机高空台惯性起动的试验

某型大流量涡扇发动机在高空台完成了飞行高度为5,8,10km的惯性起动.高空台试验结果表明:惯性起动过程中模拟的进气和排气压力存在着较明显的波动,偏离真实工况;利用不同的计算方法分析惯性起动数据,得到的飞行表速相差25~70km/h.以试验分析结果为基础,推荐了一种高空台惯性起动试验性能的评估方法,即成功起动以推杆时刻为起点3s内的平均值作为试验模拟飞行状态,起动失败以转速反转为起点到转速再次下降之间的平均值作为试验模拟飞行状态.      

航空发动机高空压力畸变试验

鉴于航空发动机高空压力畸变试验的重要性,详细介绍了试验方案,通过插板,进行了航空发动机高空压力畸变试验,获得了基于插板扰流条件下的航空发动机气动稳定性特性,并初步获取了压力畸变、高空低雷诺数、引气和功率分出等关键降稳因子对该发动机稳定性影响的数量关系.压力畸变、高空低雷诺数以及引气、功率分出因素对临界综合畸变指数影响为:高度1km至高度18km,临界综合畸变指数降低了11.11%,高度1km至高度20km,临界综合畸变指数降低了14.69%.为航空发动机高空气动稳定性提供验证平台和试验数据支持.      

基于改进Jacobian-Torsor理论的转子组件装配精度控制方法

转子装配是航空发动机制造过程的核心环节，防止同心度超差是转子组件装配需要解决的重要问题。传统方法以千分表人工手动测试为主，依赖制造经验，缺乏系统、定量的结构精度设计理论方法支撑。针对转子的回转特性和多级装配特点，提出了基于改进的雅可比旋量理论的三维偏差建模方法和组合堆叠同心度控制策略，通过引入回转副有效表征了航空发动机转子零件的回转特性，确定了雅可比扩展矩阵和同心度偏差传递函数及其控制方程。结合该方程，对某4级涡轮转子装配进行验证，当各级安装角度分别为3.513 rad、5.206 rad和0.953 rad时，可获得最高同心度0.042 mm。结果表明该模型可以有效预测组件整体精度和确定最佳装配方案，具备较强现实指导意义。     

基于时钟同步的航空发动机分布式试验测控系统的研究

本文应用基于NTP协议的时钟同步方法和主从服务器方式的时钟同步实现策略，研究了基于时钟同步的航空发动机分布式试验测控系统的层次结构与系统集成，并在航空发动机高空试验台多前端测控系统试验中获得了成功的应用。     

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。     

基于DMOM算法的航空发动机性能寻优控制

提出一种分散迁移优化算法(DMOM),可实现多峰值优化问题的全局最优解搜索.该算法通过随机选择参考粒子,不断迁移搜索自身所处区域峰值点,再通过分散操作排除局部最优点,重新生成新个体,可快速搜索到全局最优区域.将DMOM应用于航空发动机性能寻优控制仿真,结果表明:在最小油耗和最低涡轮温度模式下, DMOM的寻优速度相比遗传算法(GA)和粒子群算法(PSO)提高了2倍以上;同时DMOM的优化精度相比自组织迁移算法(SOMA)提高了60%以上,相比可行性序列二次规划(FSQP)算法提高了20%以上.验证了DMOM相比其他优化算法有更强的跳出局部最优的能力,在航空发动机最小油耗和最低涡轮温度这类多峰值寻优问题中具有明显的优势.