航空发动机健康管理综述

本文在总结国内外有关文献的基础上,简要回顾了航空发动机健康管理的发展历程,表明实施发动机健康管理的价值;详细阐述了发动机健康管理的研究内容,发动机健康管理系统的功能、信息和物理层次结构;指出了开展发动机健康管理研究的关键技术;最后提出了我国实施发动机健康管理的一些建议.     

读来读往

<正>近年来,国家对航空发动机的投入不断增加,带动了行业的快速发展。中国在航空发动机的研制方面已经积累了丰富的经验,具备了相当的实力。未来,随着航空发动机重大专项的落地,航空发动机行业将进入高速发展的阶段。本期发动机专刊,为您解读国内外先进发动机的发展及其关键制造技术。本期中,专稿由南京航空航天大学张天宏教授讲述了航空发动机控制系统的实时仿真技术;封面文章介绍了DMG MORI航空发动机的先进解决方案;论坛探讨了航空发动机关键制造技术;"整体叶盘加工"、"机匣加工"、"叶片制造"专题从发动机的关键零部件出发,分析了航空发动机技术的发展及应用情况……     

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。     

第6000台V2500发动机下线并交付捷蓝航空公司

<正>2月26日,国际航空发动机公司(IAE)生产的第6000台V2500发动机在普惠米德尔敦发动机中心下线,标志着该发动机项目到达了一个新的里程碑。这台发动机将于3月交付给捷蓝航空公司,为A321ceo飞机提供动力。普惠公司商用发动机总裁大卫·布兰特纳预计在2014年生产大约500台该型号发动机。IAE生产的第一台V2500发动机在1989年交付给了塞浦路斯航空公司。捷蓝航空公司在2002年接收了IAE生产的第     

航空发动机寿命延长控制综述

传统航空发动机控制系统设计,只关注发动机性能,而寿命延长控制(Life Extending Control,LEC)将发动机寿命纳入到发动机控制系统设计要求中,以期在控制系统中解决寿命问题.在总结国外相关文献的基础上,简要回顾了航空发动机寿命延长控制的研究背景和价值;详细阐述了发动机寿命延长控制实现策略及其关键技术;并对航空发动机寿命延长控制结构进行介绍,提出多级延寿控制系统结构以解决控制器冲突问题;结合国内状况,针对发动机寿命延长控制技术给出一些建议.     

基于模态切换的航空发动机容错控制

综合了航空发动机控制和故障诊断方法,设计了基于模态切换的任务级和发动机级模式的容错控制系统.任务级模式在发动机部件故障时,通过切换控制策略和控制模式达到恢复或降低发动机性能的要求;发动机级模式在控制回路失效时,根据故障情况切换到容错控制回路,从而保证发动机继续正常工作.数字仿真结果表明:在稳态或加速过程中出现部件故障时,容错控制系统都能够100%恢复发动机的推力;在发动机中间、慢车和节流状态下,当压气机转速控制回路失效时,容错控制系统能够在3s内平稳切换到风扇转速控制回路.      

部分催化过氧化氢变推力发动机的稳定性分析

提出了一种部分催化发动机方案,该发动机在大范围推力调节时能维持压降基本不变;通过与不催化和全催化方案比较,证明该发动机具有更大的稳定工作范围;对该方案发动机的调节性能开展了仿真研究,当采用斜坡输入时,发动机具有快速、稳定的响应特性.      

进口温度畸变对涡扇发动机稳定性影响的试验研究

报告较详细地介绍了在温度畸变条件下某型小涵道比涡扇发动机稳定性的评定试验.试验在中国燃气涡轮研究院地面试车台上进行.热扰动是由安装在发动机进口前的氢燃烧温度畸变发生器产生的.在燃烧区为60°、120°、180°、240°、300°、360°时,发动机低压转子换算转速为60%、80%、95%及两个充填容积的条件下进行了各项试验.试验确定了发动机进口面平均相对临界温升与发动机工况、周向“热区”范围、温升率的关系;比较了发动机稳态与过渡态时面平均相对临界温升的关系;得到了发动机的周向温度畸变敏感系数,最终确定了对发动机稳定工作影响最大的一组温度畸变参数.此外还评定了防喘系统的效能.试验中发现该发动机的失速首先发生在高压压气机.     

液氧甲烷发动机发展现状

液氧甲烷发动机使用维护便捷、成本低、性能高,是重复使用火箭动力的发展方向。首先,介绍了液氧甲烷发动机的发展情况,包括美国的猛禽发动机和BE-4发动机、俄罗斯的RD-162发动机以及欧洲的普罗米修斯发动机等;总结了中国在液氧甲烷发动机领域的研究工作;介绍了蓝箭航天80吨级液氧甲烷发动机及200吨级液氧甲烷全流量补燃循环发动机。然后,分析了液化天然气中甲烷含量对液氧甲烷发动机的影响及火箭发动机用液化天然气的优选情况。最后,指出了液氧甲烷发动机的关键技术和发展方向,建议研发大推力重复使用液氧甲烷全流量补燃循环发动机。     

美国军用直升机动力装置研发进展

美国军用直升机动力装置在2013年取得了多项重大进展：启动全新的涡轴发动机技术预研计划,为新一代联合多任务（JMR）旋翼机发展动力技术;改进涡轮发动机项目进行了首台HPW3000和GE3000发动机的试车;未来经济可承受涡轮发动机预研计划进展顺利;GE38-1B发动机首次安装在CH-53K重型直升机上进行了测试,为今年的首飞打好了基础。     

过盈螺桩使用故障分析及改进改型紧固连接件的研制

描述了新研发动机使用的传统过盈螺纹螺桩在发动机试车过程中发生的故障情况;对故障进行了分析研究;指出当今国外航空发动机已不再采用这类螺桩;试制、试验了拟在预研发动机上采用的替代过盈螺纹螺桩的新型紧固件,并建议对新型紧固件制定国家军用标准。     

航天和导弹用吸气式发动机的发展

本文介绍了美国第24届联合推进会议关于航天和导弹用吸气式发动机方面的情况,主要内容有航天飞机用吸气式发动机及其组合,其中包括反物质推进和激光-电子冲压发动机;超声速飞机发动机;吸气式发动机在高速战术导弹上的应用等,说明了吸气式发动机的发展前景.     

涡轴发动机的功率保证检查

<正>介绍了涡轴发动机的功率保证检查的目的、原理和方法,探讨了外场发动机在功率保障检查时遇到的常见问题和采取的措施。发动机是否正常工作,以及其性能状况如何,需要进行持续的监控。直升机发动机的监控指标可以分为指示系统显示的发动机参数、发动机系统警告和维护监控的数据。     

某型涡轴发动机高低温起动性能试验与分析

开展了采用RP-3燃油和RP-5燃油的涡轴发动机高低温起动性能对比试验。分析了不同环境温度下转子的阻力矩和电动机扭矩的变化规律,指出了当前计算方法的局限性;对比了环境温度、燃油种类、燃油流量对发动机起动性能的影响,摸索出了该型发动机低温起动极限温度。试验结果表明:随着温度降低,滑油黏度增大,转子阻力矩增大,发动机带转转速和转子自转时间显著降低;在极限低温条件下,两种燃油对涡轴发动机起动性能影响非常大,而在高温条件下,采用上述两种燃油,发动机起动性能基本一致;该型发动机采用RP-3燃油能在-40 ℃环境下成功起动,而采用RP-5燃油,经过调油等措施最终只能在-20 ℃环境下成功起动;在一定范围内,增加燃油流量,能改善发动机采用RP-5燃油的起动能力。研究结论为同类发动机高低温试验提供了参考。      

航空发动机对表面工程技术的需求

概述了表面工程技术在航空发动机技术进步,尤其是在提高航空发动机效率、使用寿命和可靠性,改善经济性等方面中的重要作用;对比分析了国内外航空发动机表面工程技术水平间的差距,并对国内的技术现状和问题进行了归纳,着重指出了制约表面工程技术在国内航空发动机领域工程应用的关键因素;最后结合国内航空发动机研制和未来发展需要,从设计角度提出了表面工程关键技术需求及发展建议。     

北京航空航天学会在津召开发动机可靠性研讨会

受中国航空工业总公司发动机局的委托,北京航空航天学会动力专业委员会于1994年11月26日至28日在天津召开了“编写航空发动机可靠性大纲与确定MTBF”技术研讨会。到会共有19个单位30名代表,总公司科技委常委吴大观同志出席了会议。由于我国航空发动机行业多数厂所目前正在全面开展可靠性工作,并已涉及到编写发动机可靠性大纲和确定发动机整体可靠性指标(如MTBF等),因而在会议第一天安排了几个专题报告:我国航空发动机故障现象与特点;提高全新大推力发动机GE90可靠性的措施;美国F404发动机开展可靠性工作的经验;我国编写发动机可靠性大…     

F135发动机的最新进展

F135发动机是JSF计划中X35飞机的动力装置,是一台由F119发动机衍生而来的发动机。为了节省研制费用,F135发动机采用与F119发动机基本相同的核心机;为提高推力,增加了发动机的空气流量,提高了发动机的工作温度;为了获得短距起飞和垂直着陆能力,增加了新颖的升力风扇、三轴承旋转喷管、滚转控制喷管。PW公司是主研制商,负责主要部件的设计和研制;汉密耳顿标准公司负责研究发动机的控制系统、外部构件和主齿轮箱;RR公司负责研究升力系统及将在F135     

几种典型的教练机发动机

TFE731是为公务机研制的涡扇发动机,其改型用于教练机;拉扎克发动机在20世纪80年代后期停产,但后来重新用于俄罗斯双发教练机米格-AT;罗-罗和透博梅卡公司不断改进阿杜尔发动机,使它继续用在教练机上;新型高级教练机还采用了目前先进战斗机用的发动机     

整体式固体火箭冲压发动机飞行试验

在地面试验基础上进行了整体式固体火箭冲压发动机飞行试验,以验证发动机的工作可靠性和飞行性能。飞行试验结果表明:试飞发动机和试飞器总体设计合理;发动机性能良好;主级在余气系数0.8~2.3范围内能够稳定工作;最大比冲为6.62 kN.s/kg。达到了试验的目的。     

加力式SteamJet发动机性能模拟

为了研究射流预冷却涡轮发动机(SteamJet)的发动机特性,建立了喷水预冷却的热交换系统计算、物性修正计算和发动机部件特性修正计算的数学模型,建立了基于双轴混排加力式涡扇发动机的Steam-Jet发动机性能计算模型,并编制了相应的计算程序.计算分析了SteamJet发动机在不同风扇进口总温下沿飞行轨道的特性,以及喷水预冷却对发动机加力燃烧室的影响,并对SteamJet发动机风扇进口总温进行了合理的选择;对加力式SteamJet发动机进行了高度速度特性的计算和分析.结果表明,SteamJet发动机可大幅度拓宽涡轮发动机的工作范围,与非加力式SteamJet发动机相比,加力式SteamJet发动机具有更好的推力特性,能够满足高超声速飞行的需求.