航空发动机防喘控制系统设计和热扰动参数研究

提出了航空发动机防喘控制系统设计和研制方法,分析了当战斗机发射导弹时热扰动参数对发动机的影响。通过试验和数据分析,得出了发动机防喘控制系统的有效性评价准则,而某型发动机防喘控制系统的研制和飞行试验证明了该有效性评价准则的正确性。     

某机进气道控制系统的大扰动非线性模型

为保证飞机在发射导弹时进气道、发动机稳定工作，首先需要在数字机上进行仿真研究。为此，本文建立了进气道控制系统的数学模型，在发射导弹时，发动机防喘系统工作，执行脉冲切油，使进气道控制系统在大扰动条件下工作，因此该数学模型是非线性的。     

航空发动机进口温度畸变参数和防喘控制系统设计

主要研究了航空发动机防喘控制系统的设计和研制，特别是研究了当战斗机发射导弹时温度畸变对发动机的影响。引入的温度畸变参数包括：进口相对平均温升δT；进口温升率dT／dt；当量热区角Φe；连续温度畸变时间tB。通过试验和数据分析的方法得出发动机防喘控制系统的设计准则，发动机防喘控制系统的研制和飞行试验证明了该设计准则的正确性。     

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。      

交叉供油系统仿真与飞行试验研究

为了降低飞机交叉供油能力考核的风险和费用,以某型飞机交叉供油系统为研究对象,建立了燃油系统交叉供油仿真模型,在不同工况下分别进行仿真计算,结果表明发动机低压泵进口燃油压力满足使用要求。在此基础上,进行了地面试验,提出试飞考核方法,并在相同工况下进行了飞行试验。试验结果表明,该型飞机交叉供油能力能够满足设计要求。     

发动机空中起动包线扩展试飞组织与实施

适航条款要求装配两台发动机的飞机,在单发失效后在一定的高度、速度和发动机状态下具备重新起动的能力。为表明对适航条款的符合性,飞机主制造商必须开展发动机空中起动包线扩展试飞(简称空起扩包试飞)试验。而发动机空起扩包试飞是一项风险高、难度大,影响因素众多而复杂的试飞任务。以某型飞机的空起扩包试飞为参考,从试飞科目分析、试飞准备、试飞组织与实施、试飞试验结果等方面总结了相关试飞经验,分析了试飞员、指挥员、试飞工程师、课题和设计人员在空地决策机制方面的专业知识和角色定位。及时把握飞机的状态,并判读试验点的有效性,是试验高效和安全开展的有力保障。该空起扩包试飞的成功组织与实施为后续试飞活动及未来其他型号的类似试验奠定了良好的基础,提供了一定的技术储备。     

航空新闻

“山鹰”鉴定试飞取得重大进展目前,新一代高级教练机“山鹰”正在西安某试飞基地紧张有序地接受空中、地面飞行检验,为飞机设计定型奠定基础。飞机已经过近10个月的鉴定试验试飞,两架参加鉴定试飞的飞机已累计完成210个起落,总计安全飞行148小时。“山鹰”从2003年12月13日和次年4月12日两架飞机实现首飞后,于4月28日进入鉴定试飞阶段。两架飞机从去年6月28日先后投入测试飞行后,截至今年2月28日,共安全飞行194个架次,完成了飞机无外挂状态调整试飞、基本性能、导弹发射等近20项飞行试验测试。飞行测试结果表明,飞机性能稳定,基本达到了第…     

CFM56-5B发动机喘振与防喘装置故障研究

发动机喘振严重影响发动机持续工作能力,会降低飞机安全性和可靠性。民航飞机发动机中设计了防喘装置,通过研究空客A320系列飞机选装的CFM56-5B发动机喘振与防喘装置工作原理,结合飞机维修历史数据,利用故障树分析方法进行定性、定量分析,得到故障部件关键重要度排序,有利于快速排除故障,保证航班尽快恢复运行。     

俄罗斯飞机动力装置的飞行试验

本文叙述俄罗斯有关部门对飞机动力装置（包括发动机、进、排气装置以及与其有关的燃、滑油系统和防冰系统）进行飞行试验的方法。其中包括试飞前应进行的调整工作，发动机稳定性的检查，发动机起动和接通加力边界的确定，高度－速度特性的确定，以及燃、滑油系统、防冰系统等的试验内容，并对试飞中试飞员的操纵动作和应注意事项提出了要求。     

单发飞机重力供油的试飞方法

本文介绍了在某型单发飞机重力供油试验时所选取的试飞状态和试飞方法，并对试验结果进行了分析。试验结果表明：该试验方案及试飞方法较为安全、可靠。     

某型发动机逼喘试验方法和消喘系统验证研究

分别采用提高发动机供油量和吊舱进口安装扰流板进行某型发动机地面逼喘试验,分析了喘振过程发动机参数的变化情况,研究了两种试验方法的特点,试验结果表明,提高发动机供油量快推油门杆和安装扰流板间歇缓推油门杆进行逼喘试验均能够有效反映干扰因子对发动机稳定性的影响,在发动机喘振过程中消喘系统投入工作。为该型发动机空中逼喘试验及稳定性评定奠定了基础。     

温度畸变发生器的功用及其试验方法

温度畸变发生器是用来模拟飞机武器发射、反推力回流、越过火灾区时在发动机进口产生的温度畸变并研究温度畸变对发动机稳定性的影响。其主要功用 :(1)确定发动机进口温度畸变的临界参数 ;(2 )评定发动机上防喘系统的效能及可靠性。温度畸变试验要获得的参数有 :发动机进口相对临界温升与“高温区”范围、温升率关系曲线 ;相对临界温升与温度畸变发生器工作时间的关系曲线。根据上述结果确定不同换算转速的温度畸变敏感系数 ,确定有、无防喘系统时发动机临界进口温升的增量。此外 ,介绍了温度畸变发生器的主要组成、性能及其试验方法。     

某涡喷发动机防喘控制的试验研究

介绍了某涡喷发动机针对武器发射的防喘控制系统的试验研究,包括发动机在进口温度瞬变条件下稳定工作边界的试验、短时增稳防喘系统控制规律的优化、飞行试验验证和对试验结果的初步分析。     

脉冲断油式发动机防喘系统试验研究

为解决机载武器发射引起发动机喘振、停车的问题，有关发动机设计单位研制了一种新型脉冲断油式发动机防喘系统，并进行了飞行台试验，本文介绍了该系统试验研究概况及结果。着重分析了它对发动机正常工作的影响决定其防喘效果的因素。     

运十二飞机单发失速试飞体会

引言运十二飞机是哈尔滨飞机工厂设计制造的,以客、货运输为主,兼顾农、林、物探、空投等任务的双发涡桨多用途飞机。根据美国轻型飞机适航条例FAR-23与FAR-135附录A的要求,该机进行了机翼水平失速,转弯失速及加速失速的飞行试验。对于多发动机飞机,还要进行单发失速的飞行试验。在演示关键发动机不工作的失速特性时,飞机应无过分的尾旋倾向,并且在对不工作发动机不施加功率的情况下,飞机应能安全改出。单发失速是失速特性试飞中较难的科目,它要求试飞员应具有一定的理论知识和较好的飞行素质。本文将结合运十二飞机的试飞实践,详细地介绍单发失速的准备、试飞驾驶技术和飞行试验结果,可供今后进一步研究参考。     

现役燃气涡论发动机喘振监控系统的研制

本文对现役燃气涡转发动机发生的重大喘振故障作了分析,并提出防喘监控系统方案.依此方案研制出的FCJ-124防喘监控系统,在发动机试车台上和实际飞机发动机上进行多次监控喘振试验,取得了较满意的效果.     

基于适航标准的民用涡扇发动机空中起动飞行试验

为了准确评估民用涡扇发动机空中起动试验性能与适航标准体系的符合性,在分析、解读中国民用航空局运输类飞机适航标准和美国联邦航空管理局咨询通告的基础上,制定了民用涡扇发动机空中起动飞行试验方案,以ARJ21-700型支线飞机配装的CF34-10A涡扇发动机合格审定试飞为平台,国内首次进行了相关试飞技术研究及飞行试验。试验结果表明：该空中起动飞行试验方案合理可行,能够完整、全面地验证民用涡扇发动机对适航标准体系的符合性。发动机最高起动边界为22500ft,起动高度指标设计合理,起动功能正常、可靠,满足适航标准要求。飞机待机状态双发失效后至起动成功高度损失为1457 ft,远小于适航标准规定的5000 ft指标。项目形成的试飞方案及积累的试飞经验为后续C919,C929等民用客机及其配装发动机的适航审定提供直接技术支持。     

航空发动机防喘扩稳构件效能优化的试验研究

为评估和优化发动机防喘系统的效能,采用温度畸变发生器作为逼喘装置,分别给出了某涡扇、涡喷发动机扩稳构件在不同组合方案下的试验结果。比较和讨论了防喘系统不同扩稳构件的扩稳效果。试验结果表明,发动机防喘系统扩稳效果最为显著的是采用短时切断燃油以及导叶、放气等调节手段,但其缺点会带来较大的推力损失和系统的复杂性;而采用切油加导叶调节的手段尽管扩稳效果不如前者明显,但其推力损失较小且系统易于实现。     

航空发动机防喘扩稳构件效能的试验

为评估和优化发动机防喘系统的效能, 采用温度畸变发生器作为逼喘装置, 分别给出了某涡扇、涡喷发动机扩稳构件在不同组合方案下的试验结果.比较和讨论了防喘系统不同扩稳构件的扩稳效果.试验结果表明:发动机防喘系统扩稳效果最为显著的是采用短时切断燃油以及导叶、放气等调节手段, 但其缺点会带来较大的推力损失和系统的复杂性;而采用切油加导叶调节的手段尽管扩稳效果不如前者明显, 但其推力损失较小且系统易于实现.      

商用飞机发动机飞行试验台的发展

飞行试验是飞机发动机试验的重要组成部分,对商用飞机发动机而言尤为重要。本文主要介绍商用飞机发动机飞行试验台的发展现状和一些典型的飞行试验台及其试飞发动机,并对霍尼韦尔、普惠、GE和罗罗等公司的飞行试验台目前的试验情况进行了总结。