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。     

民用涡扇发动机燃油系统健康指标选取

针对民用涡扇发动机燃油系统工作环境恶劣、性能衰退情况频发、表征健康状态的量化指标缺乏的现状,通过机理分析 对发动机燃油系统关键部件（燃油计量装置、压差控制器、主燃油泵和增压关断活门）的健康指标选取策略进行了研究。基于已验 证的某型民用涡扇发动机燃油系统AMESim模型,注入计量活门内泄漏、电液伺服阀零偏增大、压差活门内泄漏、主燃油泵外泄漏 等典型的性能衰退模式进行了性能衰退仿真,并根据燃油系统可测量信息选取了计量活门组件、压差控制器、主燃油泵等作为特 定性能衰退模式的健康指标。仿真结果表明：所选取的健康指标对于典型性能衰退模式表现出了良好的监测能力,可作为燃油系 统健康状态量化指标评估标准,为燃油系统健康管理和视情维修策略的制定提供参考。     

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。     

浅谈波音737-800飞机空调负载对发动机起飞推力的影响

介绍了波音737-800飞机空调负载状态影响发动机起飞推力限制的原理,以及空调组件活门位置传感器故障导致左右发动机N1限制值显示不一致的原因,同时还介绍了减推力起飞的概念以及假定温度选择范围的限制,并通过实例分析了在减推力起飞时假定温度不在可选择范围之内时该原理的应用。     

基于QAR的PW4077D放气活门稳态调节模型

通过对PW4077D发动机10个无故障航班QAR数据的分析和处理,利用回归分析原理建立了飞机在多个阶段下2.5级放气活门开度与其他参数之间关系的数学模型。放气活门的调节受多个因素的影响,因此在模型建立时不同阶段分别进行讨论。对稳态调节下的数据进行了回归分析和显著性检验。应用所建模型进行了趋势预测,通过与实际数据的比较验证了数学模型的合理性和准确度。所获得的2.5级放气活门控制规律数学模型,对航空发动机状态监控和故障诊断具有一定的理论意义和应用价值。     

无人机用涡喷发动机转速不跟随油门故障分析

针对无人机用涡喷发动机转速不跟随油门问题,建立了发动机转速不跟随油门故障树并进行了故障机理分析。基于地面故障复现试验和试飞故障数据,对起动自动器活门及薄膜压力的变化关系进行了分析,确定了故障原因:在高空副油路单独供油情况下,起动自动器活门打开,大量放油,造成局部低压腔压力升高,液压延迟器作动失效,导致故障发生。根据故障原因提出了取消放气窗的解决措施,并通过试飞验证了措施的可行性和有效性。研究成果为发动机燃油系统排故积累了经验,也为发动机燃油系统设计和生产优化提供了参考。     

可变旁通活门作动器故障造成液压机械组件指示故障分析

可变旁通活门作动器自身故障是飞机维修工作中的常见故障。曾经发生的一起液压机械组件指示故障,最终排故确认也是由可变旁通活门作动器故障引起,这种情况极其罕见。本文对此故障的原理、排故过程以及处理措施进行了分析回顾,可为后续排故工作提供参考。     

发动机开槽放气活门对高换算转速状态性能的影响北大核心

针对发动机防喘系统中放气活门开槽后,造成发动机在高换算转速状态漏气,引起发动机性能下降的问题,发展了防喘放气特性的修正方法。以航空发动总体性能计算程序为基础,对放气活门全关闭后不同漏气量下的发动机性能进行模拟,完成放气活门不同开槽方案的性能分析,并进行试验验证。结果表明:模拟结果与试验结果吻合度高,达到了工程可用精度,可用于分析安装开槽放气活门后发动机的性能变化。用该修正方法对发动机性能进行分析,所得计算结果与历年交付试车试验结果的统计分析结论一致。但贯彻给定的开槽放气措施后,将造成40.5%的发动机性能不合格,需采取其他提高发动机性能的措施予以弥补。     

发动机开槽放气活门对高换算转速状态性能的影响

针对发动机防喘系统中放气活门开槽后,造成发动机在高换算转速状态漏气,引起发动机性能下降的问题,发展了防喘放气特性的修正方法。以航空发动总体性能计算程序为基础,对放气活门全关闭后不同漏气量下的发动机性能进行模拟,完成放气活门不同开槽方案的性能分析,并进行试验验证。结果表明:模拟结果与试验结果吻合度高,达到了工程可用精度,可用于分析安装开槽放气活门后发动机的性能变化。用该修正方法对发动机性能进行分析,所得计算结果与历年交付试车试验结果的统计分析结论一致。但贯彻给定的开槽放气措施后,将造成40.5%的发动机性能不合格,需采取其他提高发动机性能的措施予以弥补。     

PW1100G发动机滑动轴承梭形活门卡阻故障分析及处置建议

介绍了PW1100G发动机滑动轴承梭形活门的功能和工作原理,结合工作原理对航线常见活门卡阻故障进行分析,提出了相关处置建议。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。