航空发动机滑油喷嘴尺寸敏感性仿真分析

某型航空发动机滑油系统为全流量供油系统,不设置溢流流路,因此滑油喷嘴的尺寸直接影响滑油系统供油压力的高 低。为了研究喷嘴尺寸公差对滑油系统压力的影响的大小,运用FLOWMASTER软件,首先建立了系统喷嘴的部件仿真模型,根 据喷嘴流量检查试验压力、温度、流量的要求,仿真计算出各处喷嘴的上限和下限尺寸,喷嘴计算结果通过某台发动机试验数据校 核;然后根据得到的喷嘴尺寸,建立滑油供油系统级的仿真模型,计算评估喷嘴的极限尺寸对滑油系统供油压力的影响。结果表 明：喷嘴尺寸的极限尺寸公差对滑油系统供油压力的影响在慢车状态达到57 kPa,在地面最大状态可以达到130 kPa,即极限状态 下不同批次发动机滑油系统的试车参数范围差异最大可达130 kPa。计算结果对于发动机滑油系统供油压力范围设定、整机试车 问题处理具有指导意义。     

基于MATLAB/Simulink的滑油系统建模仿真与优化

为分析滑油系统特性，研究其与航空发动机协同工作及设计问题，基于滑油系统元部件的流量、压力和换热特性在MATLAB/Simulink下开发了通用仿真模块库，构建了包含供油、回油、通风和热力系统的全系统仿真模型.以某型涡扇发动机及其滑油系统为例，计算了高温起飞工况下滑油系统主要工作参数值，并与商业软件Flowmaster对比计算结果，相对误差保持在3.8%以下.利用全系统仿真模型的拓展性，成功与GasTurb发动机模型进行联合仿真，使用遗传算法优化滑油系统设计参数，通过改变供油分配比例使最高回油温度降低4.12%，可为滑油系统的设计及改进提供参考.      

航空发动机滑油系统高空通风活门空中特性研究

为了准确掌握航空发动机自由通风滑油系统的空中工作特性,针对高空通风活门这一关键结构单元,进行详细的温度场模拟、压力平衡计算,并结合飞行数据的分析,总结归纳了高空通风活门完整的空中工作特性以及与结构参数的关联性,为航空发动机自由通风系统设计及高空通风活门的结构设计积累了工程经验。     

某型发动机润滑供油系统流量仿真分析

为加快某型发动机的研制进度,保证其可靠工作,以现有发动机成熟润滑系统为基础进行润滑系统改进设计.为评估供油系统工作情况,利用英国流体系统仿真软件Flowmaster对供油系统进行部件级和系统级流量仿真分析.重点对系统中调压活门和调压差活门的溢流特性、压力与流量的关系进行仿真分析,得到满足系统循环量要求的调节量,根据仿真结果对系统各处喷嘴和节流嘴尺寸提出改进建议,包括调整前轴承腔8处喷嘴尺寸和附件机匣节流嘴尺寸等.     

某型航空发动机滑油供油系统压力和流量仿真

利用英国商用流体系统仿真软件FLOWMASTER对在中间状态下某型发动机滑油供油系统的压力和流量进行了仿真,总结分析了不同供油温度对该系统流阻特性的影响趋势,根据仿真结果给出了该系统结构的改进建议。     

航空发动机润滑供油系统仿真研究

以某型航空发动机为研究对象,建立其润滑供油系统数学模型。利用Matlab编程计算得出系统在不同转速、不同温度下各润滑点滑油流量、滑油压力等性能参数数据。重点分析了不同温度下,系统增压级流量、压力的变化趋势。研究结果为发动机润滑系统的设计和故障诊断提供参考。     

构建航空发动机滑油系统稳态模型

研究模拟不同飞行条件下滑油系统稳态工作对滑油系统的设计和故障诊断具有重要的参考价值。基于部附件特性，提出了依据8个航空发动机性能参数，用向量计算和插值算法取代迭代算法来构建滑油系统稳态模型的方法，并对发动机在海平面、最大工作状态条件下的滑油系统性能参数进行了验证计算。计算结果与设计数据吻合较好，误差在5％以内，表明所建立的稳态模型是有效的。滑油在各轴承腔和齿轮箱中的流量分配随空气压力变化，计算误差主要来自轴承腔和齿轮箱压力分布假设，为进一步提高计算精度，必须建立航空发动机内部空气系统模型。     

某型涡轴发动机等压差活门建模分析

考虑某型涡轴发动机燃油流量调节器通道截面的局部能量损失,推导出流经计量油针的燃油流量方程,在此基础上详细分析等压差活门的功用、结构组成及其工作原理,以连续方程和力平衡方程为基础,采用线性化处理方法,建立等压差活门的数学模型。通过分析等压差活门系统结构,得到等压差活门系统的传递函数,进而对其稳定性进行分析,计算单位阶跃输入的稳态误差。结果表明:以流量方程和力平衡方程为基础建立等压差活门数学模型的方法可行,分析出等压差活门稳定工作条件和稳态误差的主要影响因素,并且为燃油调节器数学模型的建立以及仿真计算奠定了基础。     

燃油调节器起动供油特性研究

燃油调节器的起动供油特性的优劣,直接关系到发动机的点火能否成功。以弹用发动机燃油调节器起动供油装置为研究对象,建立起动供油系统的数学模型,并运用AMESim建立其仿真模型。重点分析了对起动供油特性起决定作用的关键部件——恒流量活门组件,得到了恒流量活门的初始开度、直径、节流孔直径、弹簧刚度、弹簧预紧力及喷嘴直径等设计参数变化对燃油调节器起动供油特性的影响趋势,为液压机械装置的设计、改进、改型和性能优化提供了理论依据。     

航空发动机轴承腔换热特性研究

轴承腔是航空发动机机械系统的重要组成部分,其换热特性对滑油系统热分析有决定性影响,为此,对航空发动机典型轴承腔的换热特性进行研究。以ANSYS有限元分析软件结合APDL语言,对典型轴承腔进行有限元建模,并对边界条件进行计算加载,得到了在不同供油量和滑油供油温度下的轴承腔换热特性曲线。采用本方法计算的轴承腔特性与发动机地面试车数据符合性良好,所得到的典型轴承腔换热特性曲线可简化滑油系统热分析,取得很好的系统计算结果。并开辟了通过提高轴承腔换热特性曲线精度而提高系统计算精度的研究途径。本文的计算方法及结果可为发动机整机试车及润滑系统设计提供参考。     

U型节流槽等压差活门内流场特性

以某U型节流槽等压差活门为研究对象,开展了内流场性能数值模拟研究.基于三维建模造型技术对所设计的压差活门进行初步建模,然后采用周期性网格网格单元划分等压差活门的结构化网格;进而通过CFD数值模拟进行了内流场仿真分析,并对不同出口节流开度的等压 差活门模型进行了对比研究.内流场状态表明:U型节流槽等压差活门不同流量以及不同出口节流开度下在节流口处由于面积突变,压力梯度变化较大,等压差活门的压降主要集中在此处,且均存在一定范围低速团与二次旋涡流等.仿真结果预测的外特性性能表明:等压差活门的压差在不同流量工况下和相同流量的不同出口节流开度下,压差维持在0.9MPa左右,符合设计要求.且不同出口节流开度下压差变化趋势相似,出口节流开度越大,压差越大,小流量下相应更快.      

某航空活塞发动机机械增压器旁通阀门开启特性分析

机械增压器现已在汽车发动机上得到了广泛应用,但其在航空活塞发动机上的应用和研究较少.分析机械增压器的工作过程,在簧片阀模型的基础上,考虑旁通阀门启闭压力与涡轮增压器压比之间的线性关系并对其建模;搭建某型航空活塞发动机GT-POWER数值仿真模型并进行实验验证,在整机模型的基础上,研究不同转速下通过旁通阀门的质量流率以及不同高度下旁通阀门的通流面积.结果表明:巡航工况下,海拔2680 m时阀门关闭;起飞工况下,海拔3000 m阀门关闭,该结果可为发动机实际高空飞行提供理论支持.     

一种解决低转速下漏油的流量管理阀

针对航空发动机在低转速下轴承腔出现的漏油问题,深入分析了航空发动机在低转速下产生漏油问题的原因.提出了一种解决航空发动机低转速下轴承腔的漏油问题的有效方法,即设计一种应用在后轴承腔供油路上的流量管理阀.开展了流量管理阀打开压力及流阻特性试验,试验表明:流量管理阀的打开压力和流阻特性满足航空发动机低转速下既向轴承腔少量供油以对轴承进行润滑又防止轴承腔内供油过多而导致漏油的设计要求.研究方案可为解决航空发动机低转速下轴承腔漏油问题提供设计参考.      

脉冲爆震发动机无阀工作对供给系统影响研究

通过测量无阀脉冲爆震发动机非定常工作对供气供油系统影响的压力数据,对建立的燃油和空气管路数值仿真模型进行了验证,基于建立的模型研究了供给系统的流量特性.研究结果表明,供油供气系统受同一爆震管头部压力作用带来的影响是不同的,这进一步导致供给系统气动开启初始充填的非定常特性,对于给定的供给系统,这种非定常特性的持续时间是固定的,当发动机工作频率增大时,其占单个周期的比重越来越大,最终导致脉冲爆震发动机的不稳定工作.      

流量调节器管路系统自激振荡特性研究（液体火箭推进专刊）

流量调节器管路系统在小流量大压降工况下会出现低频自激振荡现象,为了深入认识自激振荡产生机理,结合某型自稳流型流量调节器及管路系统,基于流量调节器弹簧振子动力学模型开展数值仿真研究。数值仿真得出自激振荡频率为94 Hz,与发动机试验结果一致。自激振荡产生机理是流量调节器的液动力受滑阀窗口型面变化率影响对系统形成正反馈作用,流量调节器综合刚度小于零时系统失稳。分析了流量调节器结构参数对系统稳定性的影响作用,三角形滑阀节流口流通面积能够抑制管路系统自激振荡。结合某型流量调节器负载特性试验系统进行验证,得出随着流量调节器压降升高,管路系统稳定性变差,获得的幅频特性,稳定边界与试验结果一致。     

直升机自适应供油系统建模与仿真

为满足直升机发动机入口燃油压力的严格要求，在传统供油系统的基础上设计了自适应供油系统方案，基于仿真平台 建立了自适应供油系统仿真模型，并对此开展自适应供油系统供油压力仿真计算研究。在机动飞行包线1、2下对自适应供油系 统的发动机入口压力进行计算，并分析了飞行姿态、油箱液位高度、供油流量连续变化等因素对发动机供油压力的影响。仿真结 果表明：飞行姿态对发动机入口燃油压力有较大影响，在供油系统设计初期必须加以分析，而油箱液位高度的影响较小，可按最低 油箱液位高度进行计算分析；在某机动飞行包线1、2下自适应供油系统供油压力始终处于发动机入口压力要求范围，自适应供油 系统可满足某型直升机发动机入口燃油压力要求。     

航空活塞二冲程汽油机排气口高度优化研究

针对作为无人机动力的某可变排气二冲程发动机在去掉可变排气系统后对发动机性能的影响，利用Fire仿真软件建立了发动机的缸内工作过程仿真模型，通过仿真和试验的方法研究了去掉可变排气系统后的发动机特性，结果表明:去掉可变排气系统后在2000r/min、10%节气门开度和5500r/min、50%节气门开度条件下，发动机的扫气效率降低，输出功率下降。在此基础上，利用仿真研究的方法对排气口高度参数进行了优化研究。去掉可变系统后排气口高度最优值为36.3mm时可以在保证常用无人机飞行转速范围内，各工况下扫气效率较高，发动机指示功损失最小，输出功率可以满足无人机动力需求。