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为获得防喘系统的最佳效能,采用温度畸变发生器作为逼喘装置,分别给出了不同发动机扩稳构件的试验结果。优化试验以发动机进口临界温升为目标。讨论了某涡扇、涡喷发动机扩稳构件在不同形式组合方案下的扩稳效果。结果表明.防喘系统扩稳效果最为显著的是采用减少或切断燃油的手段,但其缺点是会导致推力下降较大,因此扩稳方案需综合考虑,应从有效性、发动机重量、机动飞行和可靠性能力等方面进行权衡。 相似文献
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介绍了航空发动机防喘系统的类型,组织原理以及系统的有效性评定准则,分析了扩称装置(发动机调节机构)对发动机稳定裕度的影响。在防喘系统的应用中,扩稳装置的选择将直接影响发动机防喘系统的有效性。 相似文献
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防喘装置是预防导弹发射造成发动机空中停车的一种安全措施。在现代战斗机上,有无高性能的防喘装置已成为评定飞机先进性的重要指标。对防喘装置的基本要求应是不失时机的有效防喘 (或退喘);对发动机和进气系统的动态扰动和性能损失要小,推力恢复要快;不因防喘装置工作而影响飞机的有利作战姿态等。经过六年研制的气动控制式防喘装置,于 1990年在飞行试验台上以发射导弹燃气模拟器为试验手段,进行了吞烟试飞。初步试飞结果表明,该防喘装置基本满足了上述要求。该装置的基本原理仍是以脉冲方式向主燃烧室供油,但在供油机构和供油途径的设计等方面具有许多新的特点。 相似文献
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喷管偏转对航空发动机特性影响的试验 总被引:1,自引:0,他引:1
通过整机地面试验的方法,对喷管偏转后发动机不同工作状态下各参数的分析,获得了矢量偏转时发动机推力损失、偏转效率、发动机工作特性变化等数据.试验结果表明:在相同高压转速下,随着几何矢量角的增大,发动机的推力损失增大,偏转效率先增大后减小;在相同几何矢量角下,随着转速的增加,发动机推力损失经历由增大到减小的过程,矢量喷管的偏转效率增大,但偏转效率均小于1;节流状态时发动机转速差随着几何矢量角的增大而增大,中间状态时发动机转速差不受几何矢量角的影响;发动机节流状态时的矢量偏转使风扇工作线上移,风扇裕度减小,工程应用中需考虑扩稳措施. 相似文献
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介绍了某涡喷发动机针对武器发射的防喘控制系统的试验研究,包括发动机在进口温度瞬变条件下稳定工作边界的试验、短时增稳防喘系统控制规律的优化、飞行试验验证和对试验结果的初步分析。 相似文献
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李振西 《燃气涡轮试验与研究》1992,(3):21-31,53
为解决机载武器发射引起发动机喘振、停车的问题,有关发动机设计单位研制了一种新型脉冲断油式发动机防喘系统,并进行了飞行台试验,本文介绍了该系统试验研究概况及结果。着重分析了它对发动机正常工作的影响决定其防喘效果的因素。 相似文献
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涡扇发动机消喘系统飞行试验验证方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对涡扇发动机消喘系统飞行试验验证需求,和传统试验方法不能有效验证消喘结束后发动机状态恢复能力的问题,根据消喘系统工作原理,提出了单次喘振和连续多次喘振下消喘系统的飞行试验验证方法。该方法通过加装座舱开关,触发发动机调节器内设置的喘振模拟模块,发出根据真实喘振信号特征设计的喘振模拟信号,从而使得消喘系统工作,验证飞行状态下发动机消喘系统对短时切油、喷口面积和可调导叶的控制及消喘结束后发动机状态恢复的能力。试验结果表明:所提出的方法能有效验证消喘系统的功能及消喘结束后发动机状态恢复的能力。本研究对发动机消喘系统可靠性和有效性的飞行试验鉴定具有一定的工程应用价值。 相似文献
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变弯度导叶对某高负荷双级风扇气动性能的影响 总被引:2,自引:1,他引:1
为了改善某高负荷双级风扇在非设计转速出现的裕度不足和转子攻角过大的问题,研究了变弯度导叶的调节对高负荷双级风扇气动性能和内部流场的影响,对比分析了不同形式变弯度导叶和传统可调导叶的性能差异.数值模拟结果表明:80%转速时高负荷双级风扇的绝热效率随着正预旋角度增加而显著增加,预旋角度为30°时的绝热效率提高了3.5%;传统可调导叶扩稳效果较优,受到大预旋角度下大损失的限制;变弯度导叶的开缝形式、开缝位置、导叶稠度均与气动性能密切相关,具体设计需要根据高负荷双级风扇工作情况进行探讨. 相似文献
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针对矢量喷管出口面积独立无极可调控制的特点,采用数值仿真分析了偏转状态喷管面积比对矢量特性的影响机理,通过整机地面台架和高空台专项试验,获取了不同喷管面积比下推力性能、偏转推力损失、偏转效率、发动机匹配特性等数据。结果表明:非偏转状态发动机产生最大推力的喷管面积比小于气流完全膨胀对应的理论喷管面积比。发动机偏转推力损失随几何矢量角增加而增大,喷管面积比对偏转推力损失影响较小。地面台架状态相同几何矢量角下,矢量偏转效率随着喷管面积比的增大而降低,当喷管面积比达到一定值时,会出现气流分离使偏转效率进一步降低。在相同几何矢量角下,随着喷管面积比的增大,发动机节流状态转差减小,风扇工作线下移,靠近非偏转状态工作线,风扇裕度增加,工程应用中偏转状态的扩稳措施应考虑与喷管面积比的关联。 相似文献
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为了进一步提高变推力火箭发动机推力调节水平、拓宽推进剂使用范围、提升调节控制的技术能力,采用理论计算和地面试验的方法,设计了一款基于机械定位双调系统的气氧/煤油变推力火箭发动机,对变推力发动机的性能、针栓式喷注器的性能和机械定位双调系统的调节效果进行了研究。结果表明:气氧/煤油变推力火箭发动机在0.26~4.35MPa室压实现稳定燃烧,推力变化为57.30~864.70N,推力变化比达到15:1,最高燃烧效率达到97.14%;流量调节阀可精确调节推进剂流量,针栓式喷注器可主动控制喷注压降,达到机械定位双调系统的预期目标,展现出采用机械定位双调系统的该型变推力火箭发动机在深度变推力技术应用的优势。 相似文献
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本文对现役燃气涡转发动机发生的重大喘振故障作了分析,并提出防喘监控系统方案.依此方案研制出的FCJ-124防喘监控系统,在发动机试车台上和实际飞机发动机上进行多次监控喘振试验,取得了较满意的效果. 相似文献
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碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室控制试验 总被引:1,自引:0,他引:1
设计了超燃冲压发动机燃烧室控制回路,采用基于可调气蚀文氏管的燃料流量调节系统动态调节燃料流量,根据反馈的推力和隔离段压强等测量数据进行燃烧室推力增益控制和燃烧室-隔离段干扰控制,并在直连式超燃冲压发动机试验系统上进行了推力单水平控制试验和推力多水平/燃烧室-隔离段交互控制试验.试验表明:燃料流量调节系统工作稳定,文氏管按指令行程作动,流量调节过程清晰;测量推力随流量变化基本上同步变化;对目标推力增益和燃烧室-隔离段交互的控制有效,并为进一步深入研究超燃冲压发动机燃烧室控制问题奠定了基础. 相似文献
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应用考虑混合室、加力燃烧室、主燃烧室和外涵道容积效应和变几何通道、主燃烧室供油量等控制因素的发动机动态过程的仿真模型,对某型变几何混排涡扇发动机防喘调节系统工作时发动机的工作过程进行了仿真,并研究了防喘调节系统调节精度对发动机过渡工作过程的影响。仿真结果与实际试车数据比较吻合,验证了模型的有效性。仿真结果表明:高压压气机导流叶片调节通道产生的影响大于喷管临界面积调节通道产生的影响;高压压气机导流叶片调节通道对高压转子的影响比低压转子大,而喷管临界面积调节通道对低压转子的影响比对高压转子大;各变几何通道有个调节最佳值。仿真模型与方法可为防喘调节系统的设计和功效评定提供理论基础。 相似文献
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基于级间放气的发动机防喘控制 总被引:1,自引:0,他引:1
《航空科学技术》2017,(10)
航空发动机一般会采用级间放气和导叶调节等控制措施来保障压气机的稳定工作,防止压气机喘振造成发动机损坏。对某型航空发动机的级间放气控制技术进行分析和研究,利用FADEC控制放气阀动作,控制软件预设放气调节计划,根据发动机实时状态计算合适的放气阀位置需求,通过PID控制实现阀无级调节,使放气阀在发动机整个工作过程中自动保持需求的打开位置,提高压气机喘振裕度,同时提出了喘振检测及退喘控制方法,并进行试验验证,结果表明该技术合理可行。 相似文献