航空直流起动发电机起动过程分析

航空直流起动发电机驱动飞机发动机起动要经历多次换路,分析了每次换路的物理过程,建立了起动过程的动态模型和状态方程。利用该数学模型计算了航空直流起动发电机的起动过程,所计算的物理量包括电流、转速、转矩等。按计算结果画出了动态曲线,使用软件MATLAB编程实现计算。     

飞机起动发电机起动性能校验台研制

分析了飞机起动发电机起动性能校验台的设计与实现，叙述了校验台的三大模块的研制方法、模拟PID控制技术及软件设计。     

涡扇发动机起动规律及起动控制规律的研究

根据低转速下的发动机部件特性的半经验数据,建立了一种通用的发动机起动计算模型,并对发动机起动控制规律进行了研究。最后以某发动机为例,详细分析了发动机的起动过程。     

涡扇发动机炮式起动数学模型及起动特性研究

 利用发动机通用起动模型 ,并对通用起动模型中低压转子影响效应的考虑方法进行了改进与完善 ,通过对某型涡扇发动机起动过程的模拟计算结果与试验数据的对比表明 ,改进后的起动模型能很好地揭示影响该类型发动机炮式起动成功的主要因素 ,其中一些影响因素是通用起动模型不能够考虑到的。改进模型对采用炮式起动的其他航空燃气轮机的起动过程研究有一定参考价值。     

涡扇发动机起动模型及起动控制规律的研究

根据低转速下的发动机部件特性的半经验数据,建立了一种通用的发动机起动计算模型,并对发动机起动控制规律进行了研究。最后以某发动机为例,详细分析了发动机的起动过程。     

歼击机SCR起动电源

歼击机在地面起动时,长期以来是使用以SY-810电瓶电源车为主体的化学电源。化学电源效率低、损耗大,还要配备庞大的附属设施,如酸性充电站等,从而又带来了硫酸蒸气对人体的损害及环境污染等问题。在长期飞行实践中,我们还发现,SY-810电瓶电源车用于歼击机起动时,还存在其他技术上的缺点,如其容量不容易测定,经常发生起动失败等故障,而且要频繁充电,供电电压波动很大,往往为了保证能起动飞机而不得不提高空载电压值……等等。为了克服这些缺点,我们直接使用三相交流电作为歼击机的地面起动电源,试制成一种新型的起动电源——歼击机SCR起动电源。     

高超声速进气道低马赫数不起动和再起动试验

为拓展对高超声速进气道不起动机理的认识,对一截短的二元高超声速进气道的低马赫数不起动现象和再起动现象进行了风洞试验研究。试验中分别通过改变进气道攻角和在通道下游设置堵锥形成流动壅塞的方法来模拟进气道来流马赫数的改变和燃烧室内释热导致的流动壅塞。试验中采用高速纹影技术和动态压力测量技术对上述动态过程中的瞬态流动结构和壁面动态压力信号特征进行了记录。研究发现,当进气道处于低马赫数不起动时,其口部分离包诱导激波受分离包自身振荡特性的影响,在唇口附近连续的小幅振荡,进而给整个进气道通道内引入了一类无基频的小幅压力扰动。而该扰动随着马赫数的增加,进气道恢复起动后逐渐消失。此外,还捕捉到了进气道再起动过程中分离包吞入的迟滞现象,进气道从"小喘"阶段恢复至起动状态时,由于下游高压的存在使得分离包未能完全吞回,并出现了类似低马赫数不起动时的无基频小幅振荡。该振荡直至通道下游完全敞开、口部分离包被吞入才逐渐消失,至此进气道也顺利地恢复到了起动状态。     

CFM56—3发动机的热起动与起动悬挂

发动机更换、维修及排故后，都要进行相应的起动和试车。针对起动过程中经常发生的2种故障，分析了主要原因，并指出了驾驶舱中所能看到的现象和简单的处理方法。     

异步电机起动/发电系统起动向发电的转换研究

用异步电机与电力电子变换器结合构成的起动/发电系统作航空电源是一个很有意义的课题。对异步电机起动/发电系统中起动向发电的转换进行了研究,提出充分利用系统中变换器可快速控制定子磁链转速的特点,改变电磁转矩的方向,实现起动到发电的转换。详细介绍了转换过程控制方案,该方案可实现起动到发电的平滑转换,且在进入发电状态后直流母线电压由起动电源电压自动增长到所需的发电电压,最终稳定发电。最后给出了仿真与实验结果。     

CFM56-3发动机的热起动与起动悬挂

发动机更换、维修及排故后,都要进行相应的起动和试车。针对起动过程中经常发生的2种故障,分析了主要原因,并指出了驾驶舱中所能看到的现象和简单的处理方法。     

某型航空发动机起动调节器建模及起动特性研究

以流量连续方程和力平衡方程为基础,采用线性化方法,建立了航空发动机起动调节器各部件和系统的数学模型。仿真分析了系统中某些部件参数的改变对起动过程的影响,从而为系统的加工、维修、装配与性能调整提供了理论依据     

航空发动机高、低温起动及高原起动试验技术探讨

根据GJB241对航空发动机高、低温起动及高原起动试验的要求,分析了高、低温及高原环境条件对航空发动机起动性能的影响机理;阐述了利用自然环境条件、低温起动室及高空模拟试验台进行航空发动机高、低温起动及高原起动试验的优、缺点;结合国产斯贝MK202发动机分别在英国R.R.公司低温起动室和高空模拟试车台进行的低温起动试验方法和俄罗斯中央航空发动机研究院(CIAM)高空台的发动机高、低温起动及高原起动试验的方法,提出了符合我国国情的航空发动机高、低温起动及高原起动试验的实施途径。      

超声速进气道加速/减速过程起动/不起动现象研究

为了研究加速/减速过程中超声速进气道的起动/不起动现象,对二元超声速进气道的二维流场进行了定常/非定常数值模拟.分析了在来流马赫数为1.75~2.05范围内4种不同加速度绝对值对进气道气动性能的影响,并对定常/非定常模拟方法的结果进行了对比.结果表明:与定常模拟时相比,非定常数值模拟时进气道的流场特征在加速起动过程中和减速不起动过程中均存在明显的滞后现象,且加速度绝对值越大,滞后现象越明显;非定常模拟时的进气道处于起动状态时,其气动性能存在迟滞现象;当加速度绝对值一定时,进气道起动过程耗费的时间大于不起动过程耗费的时间.      

超声速进气道反压引起的不起动/起动现象研究

为了探索节流反压变化对进气道起动性能的影响,在来流马赫数为2.0的情况下,采用定常/非定常数值仿真方法对出口可移动壁面运动速率为12,24,36mm/s的进气道进行了研究,分析了不同可移动壁面运动速率引起的堵塞度变化对进气道流场特性及气动性能的影响。结果表明:采用非定常数值仿真获得的进气道性能参数和流场特性变化规律与定常数值仿真时一致,定常/非定常数值仿真时的进气道性能参数均存在"迟滞回路"现象;进气道出口堵塞度变化速率越大,"迟滞回路"现象越明显;堵塞度变化速率越大,进气道进入不起动状态时的堵塞度越高,进气道再次进入起动状态时的堵塞度越低。     

一种高超声速进气道起动/再起动的数值研究

对一种定几何轴对称高超声速进气道的起动过程、来流马赫数引起的不起动和再起动过程的非定常流态进行了数值研究,分析了唇罩侧板后掠对进气道起动/再起动性能的影响.结果表明:唇罩侧板后掠形成了横向溢流,缓解了捕获流量和进气道流通能力之间的矛盾,从而改善了进气道的起动/再起动性能;内收缩段内的激波与边界层的干扰较强,成为进气道起动的瓶颈.      

某型飞机起动中断故障分析

针对某架飞机地面无法起动故障,通过分析起动控制系统的原理,梳理故障现象,列出可导致故障的诸多因素,制定排故流程,制作简易故障监控装置,从而定位故障点并排除故障,为实际排故工作提供借鉴。     

突扩燃烧室点火起动

本文扼要地介绍了同轴和侧边突扩燃烧室的点火措施和过程.并在试验分析的基础上,提出一个影响点火因素的参数d,可以表征点火能力的大小,其值越大,点火能力越强.由此获得不同类型燃烧室和不同点火方式的点火能力的相对范围.     

高超进气道临界起动特征

通过对一种吸气式高超飞行器模型的Ma=7风洞吹风试验结果的分析,获得了高超进气道不起动、临界起动和起动状态的流动特征,包括流动图谱、压力分布和气动力分布;并将进气道内收缩比值与等熵理论最大起动收缩比限、自起动最大起动收缩比限和经验最大起动收缩比限做了对比分析,分析结果有助于高超进气道的设计和起动性能的评估.