ARJ21-700飞机气源系统左侧预冷器下游引气温度低故障分析

ARJ21-700飞机在乌鲁木齐进行自然结冰试飞过程中,出现气源系统引气温度低故障,具体表现为:气源系统左侧预冷器下游引气温度约100℃左右,相对于右侧预冷器下游约200℃左右的引气温度低很多。鉴于此故障对自然结冰试飞工作进度产生一定影响,对故障原因进行了分析。     

波音737-300型飞机发动机引气系统故障的讨论

结合实际工作经验,就波音737－300飞机发动机引气系统排故中的两类特殊情况展开讨论．并详述了实际排放过程。波音737－300型飞机引气系统分为三大子系统：空气冷却系统（预冷器控制活门部分）、高压级弓汽系统（九级引气部分）和引气调节系统（PRSOV部分）。以下讨论排故中的两种情况。预冷器控制活门能否人工锁定至全开位有文章称,“当机组反映,发动机在高功率（起飞、爬升、平飞）状态下引气压力低故障时,可以通过在地面人工锁定预冷器控制活门于全开位放行飞机,以隔离出故障是由预冷器控制活门部分还是PRSOV部分引起的。”根据…     

逆流管翅式空气预冷器及其流动换热计算方法

空气预冷器用于在短时间内将高温来流空气高效冷却，是预冷吸气式空天发动机的核心部件。提出一种逆流管翅式的空气预冷器换热构型，经过与SABRE预冷器构型的比较，说明该新构型的预冷器可实现性更好。针对该构型，基于换热单元内部热通量平衡的基本假设，提出了一套流动及冷却效果的计算评估方法，考虑了冷却剂以及空气的流动摩擦损失。为解决以复杂碳氢燃料为冷却工质的空气预冷器设计难题，高温空气物性的计算使用NASA的物性拟合公式，碳氢燃料冷却工质及其裂解产物的物性计算，采用组分替代模型结合SUPERTRAPP物性计算子程序来实现；当燃料达到裂解温度后，采用燃料裂解机理计算更新燃料组分。此外为验证计算模型及程序的准确性，利用CFD软件与该程序进行同工况的比较计算，初步验证了该方法的可靠性，且采用本方法进行考虑碳氢燃料裂解的空气预冷器的典型工况计算，时间不超过30min。这一兼顾准确性和运算效率的新方法可用于逆流管翅式空气预冷器性能的快速评估。     

ACMS客户化监控技术在波音737NG飞机引气系统故障预测中的应用

机载软件客户化技术是实现故障预测的重要手段,它可以按需获取飞机相关信息。波音737NG飞机引气系统存在运行环境复杂、故障率高等特点,利用ACMS客户化监控技术,对引气系统状态(预冷器出口温度和引气压力)进行有效监控和趋势预测,以实现视情维护。实践证明,该方法可以有效降低引气系统故障率,提高飞机运行效率。     

飞机左侧发动机引气压力低故障分析

<正>1 背景监控到飞机在下降时左侧发动机引气压力低,分别在18000 feet (5.486 km) (N_1 为 33%)和28000 feet (8.534 km) (N_1 为 55%)时出现了报警,且此时引气温度正常。落地后进行引气健康测试时, 发现高压调节器反流隔膜漏气,预冷器控制活门向关位方向转动时有卡滞现象,更换预冷器控制活门和高压调节器后试车正常,后继续飞行观察。2 引气系统原理简介波音737-800飞机发动机引气     

基于飞发一体化的滑油系统热性能仿真

航空发动机滑油系统与飞机、发动机的关联参数有限。为准确表达变工况滑油系统的热性能,通过研究发动机轴承腔 热性能与转子转速及主流路温度参数的拟合关系,将主机温度、燃滑油参数作为输入,对发动机滑油系统在飞行剖面上典型飞行 状态点的热性能参数进行了迭代计算;针对管壳式燃滑油散热器结构及运行特性,计算了散热器换热性能。建立轴承腔和散热器 的数学模型;基于系统流动仿真平台,利用内部的二次开发环境编写出C#语言代码,开发出了适用于发动机的轴承生热模型和散 热器模型,实现发动机滑油系统与发动机燃油系统及飞机热管理系统的联合计算;在航空发动机、飞机变工况输入条件下,进行滑 油系统、发动机整机及飞发一体化的变工况热性能迭代计算,并与试验数据进行对比。结果表明：该计算方法误差小于5%,可较 准确地反映变工况条件下的热管理相关参数,为飞发一体化热管理联合仿真分析提供可靠的数据来源。     

某大型国产客机发动机空中测试平台引气模拟系统设计

发动机空中测试平台中的引气模拟系统是国产大型客机进行适航验证的关键试验系统,由于在实际中无法建立完整的用气系统实物模型,如何准确复现真实引气工况中关键参数的动态变化过程,已成为国产大型客机引气模拟系统设计中的瓶颈。利用孔板限流方法,开发引气系统控制器,设计和研制一套发动机空中测试平台引气模拟系统;利用地面台架试验进行引气模拟系统验证,并与真实飞机数据进行对比。结果表明：测试发动机的引气模拟系统具有和某大型客机引气系统相同的引气特性,满足大型客机发动机 CCAR33 部取证的引气模拟需求,实现了对发动机引气温度、压力和流量进行调节和监控。     

高超声速发动机碳氢燃料预冷器换热特性

将预冷过程引入高超声速涡轮发动机可以降低进入压气机的空气温度,提高可用增压比,增加发动机推力。为研究预冷器热力性能变化规律,对预冷器的结构形式和换热形式进行了分析,建立了以高热沉碳氢燃料为冷源的渐开线型预冷器分段热力计算模型,指出冷热流体均经历大温度变化的预冷器必须分段进行热力计算。研究了燃油流量、空气出口温度、预冷器结构参数等因素对预冷器热力性能的影响,得出结论：由于微细换热管数量达到数万量级,管内流动层流占比较大;燃油流量增加时,预冷器冷却能力增强且重量减轻,但吸热后的燃油不一定能全部用于燃烧,造成推力浪费;降低空气出口温度有助于提升发动机推力性能,但会造成预冷器重量增加和空气压力损失增大;管束横纵向间距均为1.5倍管径时,顺排相比于叉排排列,空气侧对流换热能力差,预冷器重量和空气压降均较大;管束横纵向间距对预冷器热力性能有较复杂影响。研究结论可为未来相似结构管束式预冷器的设计、验证和性能分析提供支撑。     

某型飞机短舱辐射换热计算

针对某飞机地面慢车工况,进行了短舱内复合换热数值计算研究,分别运用球谐函数法、离散坐标法和蒙特卡洛法计算辐射换热.结果显示:不同计算方法所得结果总体上趋于一致,热辐射与自然对流耦合作用明显.与单纯自然对流的计算结果相比,舱内温度显著升高,各区域温度值上升7%~30%.考虑空气介质对不同波段热辐射的选择性吸收后,短舱内各计算点温度进一步上升.综合分析表明:地面条件下飞机短舱换热分析过程中热辐射的影响不可忽略.      

发动机空气系统气源引气的研究进展

空气系统对航空燃气涡轮发动机的安全和有效工作起着非常重要的作用。空气系统从压气机中引气,改变了压气机内部的流动,与压气机的气动性能有着密切的联系。随着飞机功能和外部环境的复杂多样以及发动机涡轮前温度的提高,空气系统的气流量不断增大。特殊的弓l气位置和不断增大的引气量使得空气系统引气对压气机气动性能的影响逐渐凸显。本文对空气系统各功能气源引气的特点进行深入分析,综述压气机中间级引气的国内外研究进展,展望空气系统气源引气研究的发展趋势和应用前景。     

SABRE预冷器计算模型及其在整机模型中的应用

预冷器的性能对SABRE等预冷组合循环发动机具有重要影响,为实现发动机方案设计阶段预冷器的快速设计与评估,建立了预冷器准二维快速评估模型。将SABRE预冷器的几何结构简化为一个扇环形区域,沿径向和周向将该区域划分为二维节点。应用守恒方程及传热关联式完成单个节点计算,再求解节点矩阵的平衡方程组,计算内外流体特定节点上参数的二维分布,得到预冷器出口参数。将模型嵌入发动机总体性能程序中,实现了发动机设计及非设计点的预冷器性能计算的功能。与文献数据对比结果表明,预冷器模型传热计算误差小于5%,摩擦阻力误差小于10%。整机计算结果显示,Ma0~5范围内,预冷器空气侧温降范围为143K至932K,温降随飞行马赫数升高单调上升。预冷器传热有效度范围为0.896-0.945,空气侧总压恢复系数范围为0.852-0.904。     

基于内外传热耦合的热气防冰系统仿真计算

基于内外传热耦合原理,建立了热气防冰系统的AMESim仿真模型,研究热气防冰系统在不同引气状态下,管路流量、压力及蒙皮温度的变化规律.采用所建立的仿真方法,计算飞机机翼热气防冰系统的内部流动特性和内外耦合传热特性,将计算结果与热气防冰系统流量分配试验结果进行对比.结果表明:管路流量、压力和蒙皮温度的仿真计算结果与试验结果最大误差为9%,验证了该仿真模型的正确性.在此基础上,对飞机短舱热气防冰系统进行了仿真,分析了飞行包线下系统内外的换热、温度变化、加热效率等关键参数的瞬态特性.仿真结果为热气防冰系统的设计、分析与优化提供依据.      

The use of closed cycle coolers on space based observatories

Many proposed space based observations will rely on the use of closed cycle and passive cooling systems to provide the thermal environment for high sensitivity. The use of closed cycle mechanical coolers on space telescopes poses particular integration problems; some of these difficulties are discussed in this paper.One of the major problems envisaged is that of exported vibration. This problem, and that of the heat sinking required, can be alleviated by siting the compressors of the Stirling cycle precooler further from the displacer unit. The effect of the separation between the compressors and the displacer on the performance of the Stirling cycle precooler has been measured. Increasing the separation from 170 mm to 565 mm decreases the cooling power at 25 K from 220 mW to 180 mW. In most applications this would be acceptable.The pre-cooler provides cooling at a single point. In situations where refrigeration of extended objects (e.g. telescope mirrors) is required, some distribution method has to be found. A scheme for achieving this is presented together with preliminary calculations on such a system.Temperatures in the region of 2.5 to 4K are required to meet the requirements for long wavelength detectors. We have demonstrated how these temperatures can be achieved in a continuously operating closed cycle cooler that has been engineered for space applications. This cooler consists of a two-stage Stirling cycle precooling a closed cycle Joule-Thomson (JT) stage. Temperatures in the region of 4K are achieved by the use of helium-4 in the JT system. The lighter isotope of helium is used to obtain temperatures down to 2.5 K. Under no-load conditions the precooler reaches a base temperature of 11.3K. The JT system achieves 4.3 K with a 10 mW heat load and 2.5 K with a heat load of over 3 mW. The input power to the cooler is approximately 126 W.The temperature stability of the cooler at low temperatures is important to keep detector drift to a minimum. The temperature of the JT stage has been measured in uncontrolled laboratory conditions and found to vary by only 30 mK over a seventy hour period. The pre-cooler temperature varied by approximately 0.6 K during these measurements.     

基于流-固耦合传热的热气防冰系统干空气飞行蒙皮温度场计算研究

以机翼热气防冰系统为研究对象,建立了包含热气防冰系统防冰腔内外流场对流换热和固体结构导热的三维稳态流-固耦合传热物理模型,对整个计算区域生成混合网格,边界条件为第三类边界条件,采用计算流体力学方法以 FLUENT 软件为工具,对干空气飞行状态下流-固耦合传热模型进行了求解,获得防冰腔蒙皮内外表面对流换热系数分布和温度场结果,并对计算结果进行了分析。结果表明：防冰腔铝合金蒙皮沿展向和厚度方向导热显著,温度分布较均匀,防冰引气温度为200℃时,防冰腔蒙皮内外表面上最高温度为101℃,最低温度为21℃,3 mm厚的蒙皮同一点处内外表面最大温差仅为4℃,防冰腔排气口处气体的平均温度为63℃。热气防冰系统蒙皮温度场计算方法和计算结果,能够为热气防冰系统干空气飞行试验设计和测试中温度传感器的选型与布置提供依据。     

高空台加温试验进气管网传热过程的计算分析

分析了高空台加温试验时管网内部流动的动态换热特性,建立了管内气体和管壁的联合换热方程,在与试验数据对比的基础上提出了数学模型的修正方法,对试验中管网出口温升过程进行了计算,取得了较好效果。计算结果分析表明:局部热损失在管网散热过程中的比重较大,为缩短试验准备时间,应对混和器出口温度进行分段控制。     

螺旋管式空气-空气换热器的设计和实验研究

为解决飞行器高马赫数飞行时,用于冷却航空发动机涡轮叶片和其他高温部件的压气机出口空气温度过高的问题,设计加工了一种以外涵空气为冷源的螺旋管式空气-空气换热器用于预先冷却冷却空气。换热器由48根材料为不锈钢321,外径4 mm,壁厚0.5 mm的螺旋管组成,重量1.91 kg,传热面积密度106 m2/m3。在常温工况下实验研究了换热器管内和管外流体的阻力特性,高温条件下试验验证了换热器设计点性能,压气机出口空气温降达188 K,功重比4.9 kW/kg,换热器展现出较强的换热能力。高温条件下实验研究了两侧空气流量分别单独变化时换热器的热动力性能,拟合了管外换热经验关系式。研究结果可用于未来相似结构换热器的设计。     

航空发动机整机空气系统流动与传热数值模拟

为了研究航空发动机整机空气系统内流动与传热特性,本文以涡扇发动机整机空气系统为对象,主要包括压气机盘腔、涡轮盘腔、低压轴前后腔、前后轴承腔等旋转盘腔和大量的流阻换热单元以及相邻的结构部件。所研究的是一个多腔相连,多进口,多出口,流固耦合传热的复杂问题,分析了发动机真实状况下空气系统内的流动与传热特性。采用Mixture多相流模型进行数值计算得到了该系统的速度场、压力场和温度场。结果表明：该系统内的流场是复杂的多涡流场,多个出口出现燃气倒灌;整个系统的腔压大致从前到后逐渐升高;由于主流通道燃气的入侵,导致高、低压涡轮盘的温度较高,后轴承腔内滑油的冷却作用较为明显。本文的工作使得对发动机整机空气系统的研究不再局限于一维计算,为空气系统的设计提供了理论依据。     

民用飞机机体外部对流换热系数计算方法研究

飞行条件下,飞机外部对流换热系数的计算需考虑气体压缩性和热交换的影响。目前工程上通常采用的参考温度法忽略了飞机结构的影响,将飞机各部位的外部对流换热系数视为一个数值,势必会严重影响计算结果的准确性。通过对民用飞机外部对流换热系数计算原理的研究,提出一种可用于求解飞行条件下飞机机体各区域外部对流换热系数的仿真计算方法——极限温差法。以STAR-CCM+软件为计算平台,基于某民用飞机,从仿真计算角度对其可行性进行分析,采用理论的参考温度法和传热公式法对极限温差法计算结果的准确性进行验证。结果表明,传热公式法和极限温差法得到的模拟值基本相同,且不同模拟值与参考温度法的理论值之间的差值均约为理论值的8%,极限温差法计算结果与理论值基本吻合。     

航空电机及控制器的温度场仿真分析

对一种航空用高功率密度无刷直流电机,建立电机和控制器一体的三维热仿真模型。根据电机系统内部热交换及传热学相关理论,确定系统内散热系数与热边界条件,利用有限元分析软件ANSYS Workbench对建立的热仿真模型进行温度场仿真与分析,得到了不同环境温度变化情况下电机和控制器的温度场分布和温度对时间变化的曲线。经与试验得到数据进行对比分析,验证了仿真的准确性。这对电机和控制器的设计与温度场计算提供了依据。     

无水甲醇质量比对紧凑型预冷器的结霜和抑霜性能的影响

在主流来流的速度值、湿度值和温度值分别为10 m/s、6.4 g/kg和50℃的实验条件下，对微管式紧凑型预冷器的结霜和抑霜性能进行了实验研究。在抑霜实验工况中，采用无水甲醇作为抑霜的有机溶剂，且在抑霜实验过程中喷射了三个不同质量比（0.75、1.0和1.25）的无水甲醇对预冷器进行抑霜。对不同实验工况的结霜和抑霜性能、压力损失系数、预冷器管束的壁面温度和预冷器的换热率进行了详细地分析。实验结果表明，在进行结霜实验时，当低温冷却剂流经预冷器的微细管束内部时，在预冷器的外侧会快速地凝结霜层，且霜层随着实验时间的增长而逐渐累积。然而，一旦向主流来流中喷射了三个不同质量比的无水甲醇之后，会产生非常明显的抑霜效果，主流的压力损失系数显著下降且预冷器的换热率明显提高。此外，预冷器微细管束的壁面温度也显著的增大了，其壁面温度均高于水的冰点，这是喷射无水甲醇能够产生抑霜效果的直接原因。在向主流喷射三个不同质量比的无水甲醇的抑霜实验中，当喷射的无水甲醇的质量比为1.0时的抑霜效果最佳。此外，根据对抑霜实验结果进行分析，可以进一步地推测：实现最优抑霜性能的最佳无水甲醇质量比可能介于1.0～1.25之间。