某型航空活塞发动机排气门烧蚀机理

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.      

某型航空活塞发动机调贫阈值的实验测定

基于某型航空活塞发动机在运行中因过度调贫而导致大量排气门烧蚀的现象,为控制调贫幅度获取便于工程实践操作的安全调贫阈值,通过测量排气门密封面附近气门体的实际运行温度,获取了该型发动机上气门运行温度与排气温度之间的对应关系,解决了以排气温度(EGT) 为参变量间接衡量气门体实际运行温度的工程问题。结果表明:利用该对应关系在确保排气门密封面上保护膜不被破坏的前提下得出该型发动机上安全调贫阈值为排气温度为732℃,经70000飞行小时的实践验证表明此阈值可靠。     

航空发动机风车起动点火匹配研究

<正>航空发动机的起动过程一般是指发动机从零转速运行到慢车转速的过程,可靠、快速起动是其投入应用的基础。发动机风车起动即发动机空中停车、燃烧室熄火或不工作后,发动机在空气动力、转子惯性和阻力矩的共同作用下,在不低于最低风车转速的情况下,经过燃烧室再点火,并且能够成功加速到空中慢车状态的过程。风车起动的第一步就是点火,而燃烧室风车状态点火是一个复杂的过     

某型航空活塞发动机空中气门卡阻机理

针对某型航空活塞发动机在运行中多次出现的空中气门卡阻故障,结合该型发动机的结构设计和实际运行环境,对故障发动机气门导套内沉积物的成分进行分析,并基于EGView软件对故障案例的FDR数据进行分析,结果表明:温度剧变导致气门-导套间有效配合间隙减小是导致空中气门卡阻的根本原因;在飞行中,在30%功率附近燃油流量偏小是导致温度剧变的主要原因。据此提出了增加发动机30%功率附近燃油流量的解决方案,给出了推荐的下限阈值为17.0 L/h,经实践验证该排故方案有效。     

某型航空活塞发动机排气门的对称烧蚀机理

基于统计显示某型航空活塞发动机运行中出现的大量排气门烧蚀故障案例中烧蚀位置均基本呈两点对称分布在气门头部两侧的现象。通过测量排气门密封面附近气门体的实际运行温度,获取了该型发动机上气门运行温度与排气温度（EGT）之间的对应关系,进一步结合该型发动机的结构设计和实际运行环境分析了这种气门烧蚀点对称分布的机理。研究表明:气门偏摆引起气门密封面温度周向对称性分布不均和运行中过度调贫使气门密封面温度过高是排气门对称烧蚀的主要原因。据此提出以EGT为参照限制调贫幅度的方案,经70 000飞行小时实践验证表明故障得到了完全解决。      

模拟单转子发动机起动性能的计算模型

描述模拟单转子发动机起动性能的计算机数学模型 -DSTGTB。该模型能模拟单转子发动机在地面状态的起动及高空台上的风车状态的起动性能 ,提供了分析和了解发动机在起动过程中运行特性的手段。模型是基于发动机的主要部件的气动热力匹配原理而实现的 ,燃气涡轮发动机的部件匹配技术已广泛应用于慢车以上的稳态和过渡态发动机性能的计算机模拟中 ,该模型通过对部件特性拓展和补建 ,使发动机的部件匹配技术应用于发动机的起动运行。现有的发动机稳态、过渡态模拟技术和匹配方法为本文的工作提供了基础。该模型被应用于某型发动机在地面台上从相对转速 1%起动到慢车状态的运行及高空台上风车状态下起动到慢车状态的运行计算中 ,计算结果与试验数据进行了比较。     

某型发动机空中起动故障分析

某型发动机在飞行试验台上进行空中起动过程中发生了排气温度过高、转速"热悬挂"的现象,介绍了其故障现象,详细分析了相关参数,发现其原因是在发动机起动中没有进行供油高空修正,引发燃油量过大,导致发动机排气温度过高。     

民用发动机空中慢车性能设计方法

空中慢车是应用于飞机空中下降过程的最小推力状态.为实现飞机与发动机性能的优化匹配,空中慢车需要在设计阶段综合考虑飞机性能和用户系统、发动机自身运行特性3方面的要求,包括飞机正常下降率、引气、功率提取、发动机附件运行和本体运行限制等设计需求.通过空中慢车设计需求分析并结合发动机推力控制模式,给出了基于引气压力的慢车设计方法和设计流程,并根据型号应用经验讨论了设计中的常见问题和对应处理方法.     

涡扇发动机低转速部件特性扩展和风车状态性能模拟

借助涡扇发动机风车特性研究的最新成果,开展了某型涡扇发动机的风车性能数值模拟研究.首先,基于不可压流理论,附以可压缩效应修正的指数法发展了补充慢车转速以下部件特性的计算模型和计算程序;其次,根据流量连续、压力平衡、功率平衡、燃烧室进出口总温相等及转速相等等约束条件建立了风车状态时涡扇发动机高低压转子及整机的共同工作方程;最后发展了具有一定计算精度的涡扇发动机风车状态特性计算模型和程序,并以某型涡扇发动机为例,计算分析了不同飞行条件下发动机的风车特性,从计算结果看,其趋势是合理的.     

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。     

大口径蝶阀数学建模与流场特性分析

为了获得大口径蝶阀的输入输出特性模型,开展了蝶阀运动特性实验和数值模拟仿真研究。在给定工况下,计算蝶阀在不同开度下的速度、压力、力矩和压降,获取了蝶阀内部流场特性;同时,根据流速分布、压力分布、湍流动能和湍流强度等表征蝶阀流动特性的参数,通过拟合建立了蝶阀特性数学模型,并与实验数据进行了 对比分析。结果表明:不同开度时,蝶阀呈现不同的流场特性,当开度大于等于5365%时,蝶阀流体在入口和出口处的流速较饱满,流通性能相对较好,流态平稳。经实验数据修正后的蝶阀数学模型置信度高,利用它进行蝶阀运动特性数值模拟分析是可行性的。     

高速开关阀PWM控制电路的开发

高速开关阀是电液伺服机构的惯性环节,伺服机构的品质依赖于阀的动态特性,因此阀的响应快速性很重要。提高高速开关阀的快速性,驱动电路是一个重要方面。采用2051单片机,设计了一种新型的PWM信号发生器,并开发了上下限保护电路,使其快速性得到了进一步的提高。     

考虑电涡流效应的射流管伺服阀建模及频率特性

针对射流管伺服阀在电-磁-力-位移转换过程中的响应滞后问题,建立了考虑电涡流效应的力矩电动机数学模型,获取了力矩电动机的频率特性。以某型射流管伺服阀为例,建立了考虑电涡流效应的射流管伺服阀数学模型,得到了主要性能参数对伺服阀频率特性的影响规律。结果表明:气隙长度、气隙磁导率的增加以及气隙有效面积的减小会导致伺服阀响应变慢,控制线圈匝数不影响伺服阀的频率特性,导磁材料电导率的减小能提高伺服阀的响应速度。对伺服阀进行试验研究,理论值和试验值之间的差值约为5%,验证了所建模型的正确性和有效性。     

环境激励下基于chirplet变换的线性时变系统参数识别

提出了针对时变系统响应的短时频率线性时变假设,通过将时变响应拟合成多分量线调频信号,根据线调频信号互相关理论推导了随机白噪声激励下时变系统的物理参数识别方法。该识别方法只需基于结构的加速度响应,便能识别结构的时变质量和刚度。由于引入了调频斜率刻画响应信号的短时频率线变特征,该方法相比传统识别方法能更好地追踪快变甚至突变参数,对实际工程中的时变问题具有重要的应用价值。仿真算例中构造了1个3自由度时变结构模型,针对线性时变、周期时变和突变等情况进行了物理参数的识别,误差分析显示识别误差均在5%以内,仿真结果验证了方法的正确性和适用性。     

波音737NG飞机压力加油系统常见故障简析

介绍了737NG飞机的燃油系统,结合压力加油控制系统原理图,分析了压力加油系统各环节出现故障的可能性及可能造成的后果,并根据本公司近两年压力加油系统故障的统计数据,给出了压力加油系统常见故障的航线维护建议。     

ARJ21-700飞机燃油系统压力加油问题试验分析

根据中国民用航空总局《运输类飞机适航标准》(CCAR-25-R3)条款的要求,飞机压力加油系统的工作情况必须通过地面试验进行验证。然而ARJ21-700在压力加油试验中,飞机加油接头入口压力无法达到试验要求的0.343MPa,试验被迫中止。本文通过对加油车加油流程、原理等进行分析,提出了调节加油车管内压力控制阀和拆除加油接头处稳压阀的办法来提高飞机接头入口油压,最终成功解决了飞机加油接头入口油压过低的问题。     

飞机刹车系统应用直接驱动伺服阀(DDV)的研究

介绍了新一代高性能高可靠性伺服阀-直接驱动伺服阀(DDV)的工作原理和优点,并和传统的对喷嘴挡板式伺服阀进行了比较,对其在飞机防滑刹车系统中的使用进行了研究和分析,对其应用前景和推广价值进行了探讨.     

主燃油调节器加速控制器挡板活门故障分析及预防措施

针对因挡板活门失效而导致发动机试车不成功或在飞行中出现故障的情况,从挡板活门的构造、修理、装配、调试等方面入手,分析故障原因,并提出了相应的预防措施。     

脉冲爆震发动机扩焰器试验研究

为使燃用液体燃料的大管径气动阀式脉冲爆震发动机点火及起爆成功,设计了多种结构的强化燃烧装置.包括半V型扩焰器、环型扩焰器和环型＋径向扩焰器.通过多种不同结构扩焰器在脉冲爆震发动机上的试验结果表明,采用各种强化燃烧装置后,能显著提高点火成功率,加速紊流火焰的传播,且带径向的扩焰器较之环型的扩焰器,更能有效缩短DDT距离,但带来的阻力损失增加.     

基于比例阀控制的液压附件部件综合试验台的设计

针对某飞机液压系统对液压附件、部件的测试要求,设计了多支路液压系统综合试验台,实现了对飞机液压系统中作动器的动作时间、次数和速度等参数测试,对液压缸、阀、集成块等附件在不同压力、流量和温度等条件下的性能测试。该设计主要采用比例阀控制压力和流量,多级过滤器进行油源净化,PLC和继电器实现测控、电位计进行压力和流量调节,数显表直接显示压力、流量和温度、时间等参数。通过实际测试验证,试验台工作稳定、安全可靠、调整方便、显示直观、振动噪音小、不泄露,满足了某型号飞机液压附件部件测试的要求。