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为解决某舰载机发动机高温起动问题,基于高低温起动规律验证试车台,通过模拟高温进气条件,设计并开展高温起动试验。试验数据均做归一化处理,试验结果表明,高温条件下,发动机脱开转速提高10%,发动机起动时间缩短0.01,起动最高排气温度降低0.05;高压压气机进口可调静子叶片角度打开2°,发动机起动最高排气温度降低0.03;发动机点火转速提高2%,发动机起动时间延长0.03,起动最高排气温度降低0.02;起动机最高输出功率增加3k W,发动机起动时间缩短0.06,起动最高排气温度降低0.02。以上4项措施均可改善发动机高温起动性能,对舰载机发动机的高温起动性能优化具有十分重要的意义。 相似文献
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为了完善某型航空涡扇发动机起动性能设计,通过分析发动机的起动控制逻辑和热悬挂控制逻辑,确定了起动热悬挂故障的原因。起动热悬挂分为排气温度 T6上升率过高故障和压气机出口压力 P31上升率过低故障 2种模式,故障原因分别为初始供油量偏多和起动过程 P31波动,针对故障原因制定了解决措施:初始点火供油量设定值下调,提高 P31传感器小压力段的测量精度,并优化 P31斜率异常故障判故逻辑。上述解决措施不仅解决了起动热悬挂问题,更进一步增强了产品设计与生产的兼容性,提高了发动机的起动性能和起动成功率。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2015,(4):11-14
首先介绍了转速变化率起动方案,然后介绍了试验对象、测量方案、试验内容及数据处理,最后对采用转速变化率控制的涡扇发动机地面起动进行了试验研究。结果表明:起动过程转子转速上升平稳,排气温度较为理想,起动机脱开和功率提取对转速变化率影响较大;起动成功率高,且起动时间和排气温度有较大的裕度,起动性能可进一步提升;热态起动前若发动机通道内余温较高,可能导致起动失败。 相似文献
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某型发动机起动性能故障研究 总被引:1,自引:1,他引:0
本文分析了可能引起某型发动机起动性能故障的原因,然后对一起起动时间过长、起动温度过高的故障特例进行了故障排查和原因分析,最后为防止该型发动机出现起动性能故障提出几点建议。 相似文献
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为研究装直升机后的涡轴发动机的地面起动性能,开展了不同环境温度、冷/热态条件下的发动机地面起动试验,分析了温度对起动时间和排气温度峰值的影响。结果表明,随着环境温度的增加,冷态起动时间先降后增,热态起动时间、冷/热态起动排气温度峰值均呈线性增加。环境温度0℃以下时,随温度的降低冷/热态起动性能差异逐渐增大,滑油导致的转子阻力矩升高是低温冷态起动时间长的主要原因。利用试验结果,建立了冷/热态起动时间、排气温度峰值随环境温度变化的模型,并应用于实际飞行时的起动监控。 相似文献
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非标准大气条件下航空发动机地面起动性能 总被引:8,自引:3,他引:5
为了得到非标准大气条件对航空发动机地面起动性能的影响,对非标准大气条件下空气涡轮起动机输出功率特性、标准大气条件下理想起动过程的影响因素进行了分析.研究了非标准大气条件对航空发动机地面起动性能影响,分析了大气温度对起动点火时间、起动时间、起动过程排气温度的影响.应用均匀加速原理,对某型涡扇发动机起动时间进行估算.基于地面台架起动试验条件,对试验数据统计分析:大气温度增加或降低,将增加起动点火及脱开时间.对大气温度在293.15K以上的开车次的平均起动时间与293.15K以下的平均起动时间进行对比,热天起动时间比冷天要短约3s,试验结果符合理论分析. 相似文献
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二冲程重油直喷发动机混合气形成研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对航空煤油蒸发困难、二冲程发动机油耗高的问题,建立了二冲程重油直喷发动机的三维仿真模型,并通过试验验证了模型的准确性。在此基础上研究了发动机的换气及混合气形成过程。研究结果表明:推迟喷油在减少燃油短路时间的同时,避开了排气流量较大的自由排气阶段,可以提升燃油捕获率;提前喷油,利用废气的高温可以加快煤油的蒸发进程,并且喷油过晚会导致煤油蒸发不完全、油气混合不均。所研究发动机在下止点前80°曲轴转角开始喷油可以保证燃油蒸发和均匀混合的同时提升燃油的捕获率。此时发动机具有较高的指示功率和较低的燃油消耗率,分别为84.0 kW和360.3 g/kWh。该研究结果可以为二冲程重油直喷发动机的喷油参数优化提供理论支撑。 相似文献
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某型航空活塞发动机排气门烧蚀机理 总被引:3,自引:3,他引:0
针对某型航空活塞发动机在运行中因使用国产高铅燃油而时常发生较严重的排气门烧蚀故障的问题,通过对该型发动机上全新、使用过以及已烧蚀排气门的微观金相分析,结合该型发动机的结构设计和实际运行环境分析这种排气门烧蚀故障的发生机理,认为排气门运行温度过高导致排气门密封面上的抗腐蚀保护层被破坏掉是导致排气门烧蚀的根本原因,而高铅燃油中的铅沉积在排气门密封面上导致排气门散热不良是排气门过热的主要原因.据此提出改用低铅燃油减少铅沉积以改善排气门散热条件、降低排气门运行温度的解决方案,经实际运行测试证明排气门密封面上的抗腐蚀保护层得到了有效保护,解决了该型发动机的排气门烧蚀故障. 相似文献
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某微型燃气轮机适应高原起动的技术方案 总被引:1,自引:1,他引:0
为满足某微型燃气轮机能同时在平原及不低于4500m高原地区安全可靠运行,通过设计减小单油路离心式燃油雾化喷嘴的流量数,以及改变喷嘴与供油控制系统的耦合工作特性,设计利用起动泄油系统,在降低点火与起动过程供油量的同时提高了燃油喷嘴的雾化及点火性能,解决了高原起动超温问题。平原及高原地区试验证明,点火起动成功率为100%、高原起动过程最高排气温度为720℃,与原设计状态在平原环境工作时一致、起动时间小于40s,可保证平原、高原点火和起动过程的安全性与可靠性,满足平原、高原条件下的燃气轮机性能。 相似文献
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介绍了测量燃气涡轮发动机主燃烧室燃烧效率、气态污染物排放的燃气分析系统,从取样、摆动测量方式、过程温度控制、仪器测量4方面分析了燃烧效率、气态污染物的误差.结果表明:采用混合式取样器以摆动测量方式得到的燃烧效率误差在0.21%以内,余气系数的误差在1.11%以内,气态污染物误差在2.24%以内.此外还对燃烧室不同工况下的燃烧效率和污染物组分体积分数分布进行了统计分析,确认了除较高油气比状态的燃烧效率分布较为均匀,可适当减少取样点数量外,足够的取样点数量是保证燃气分析测试结果准确性的必要条件. 相似文献
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桨尖喷气直升机具有结构简单、空机重量轻的特点。桨尖喷气可分为冷喷,暖喷和热喷三种循环形式。针对用于驱动桨尖喷气旋翼机的微型暖喷混合排气发动机的设计与改造的研究工作,将原微型涡喷发动机作为燃气发生器,在其之后增加混排改造部件。按照原微型涡喷发动机和新构型的混合暖喷发动机的构型分别进行简化假设,并进行热力计算。根据混排发动机各截面参数及约束条件进行各部件设计,完成了混排发动机全部设计和制造后,初步测试表明:发动机可以很好满足桨尖喷气旋翼系统对于材料温度的要求,同时在相同耗油率的情况下,流量明显增加,达到了提高桨尖喷气热效率的目的。 相似文献
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提出了飞机惰化系统富氮气体(nitrogen-enriched air,简称NEA)分配系统的主要设计要求,并以A320和波音737飞机为代表,分析了窄体机的NEA分配系统。进一步分析了波音787和A350飞机的惰化系统NEA分配方案,发现其采用限流孔、气体喷嘴、排气笛形管、引射器等相结合的方案来实现NEA在燃油箱内的快速均匀分配,然而这两种方案并不能根据各燃油箱气相空间的实时变化而及时、主动地调节气流量的大小。提出利用燃油液面进行自动流量调节的NEA分配方案,通过在油箱内布置垂直向下的排气管路,并在管路分支上不断增加排气孔来实现排气量随着燃油箱气相空间实时正向变化的目的,达到按照每个隔舱气相空间的变化,调节排气量和排气位置的效果。对比A350和波音787飞机的NEA分配方案的主要特点在于能够主动根据燃油箱内液面变化,及时调节NEA流量,以达到更好的快速、均匀分配的效果,值得进行深入的理论和试验研究。 相似文献
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提出了1种新式带喷射泵的排气引射器设计方案。通过计算表明,在高空模拟试验台中应用带有喷射泵的引射器,可以将湿燃气中的水蒸气冷凝分离出来,减少次流流量,降低排气温度,大幅度提高燃气总压,从而提高引射系数,并可实现无污染排放。 相似文献
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