涡喷发动机在高空台上的设计定型考核试验

简要介绍了某涡轮喷气发动机按国军标GJB241通用规范中4．6．3定型试验的要求所进行的设计定型考核试验的试验项目,试验内容,试验程序,试验方法,试验慨况和试验结果。     

航空发动机外物损伤试验技术研究

国外对发动机外物损伤都有规范要求。美国军标MIL-E-5007D发动机通用规范要求:“发动机吸入外物后,外物对风扇、压气机工作叶片和静子叶片造成最小应力集中系数(k_t)为3的损坏时发动机应还能工作到型号规范规定的两个检查周期或小时数。”从而明确规定了考验发动机外物损伤的试验条件和合格标准。我国据79、80两年空军不完全统计,外物击伤发动机多达70起,远远超过鸟撞次数。这些击伤发动机的外物有小的螺钉、螺帽、开口销,还有布块、饭盒、皮帽、指挥旗等。因此在我国制定的“涡喷、涡扇发动机通用规范”GJB241-87中,对外物损伤也有明确的试验要求,试验条件和合格标准与美军标MIL-E-5007D一致。      

高空舱内涡扇发动机低温起动试验

介绍了某型涡扇发动机的低温起动试验,重点讨论了在高空舱进行发动机低温试验的冷浸方法,并且对未来低温试验技术研究提出一些展望.该型发动机低温起动特性的成功获得证明了该低温试验方法的可行性.试验结果表明:①虽然风车冷浸方法有一些缺点,但仍是现阶段试验条件下较经济且高效的冷浸手段;②实际试验中很难满足国军标中对保温时间的要求,建议以滑油温度达到低温要求为准;③低温环境对发动机起动机起动性能的影响大于对发动机本身的影响.      

谈国军标GJB241—87关于发动机零件的低循环疲劳寿命要求

本文从执行国军标GJB241—87过程中碰到的具体问题出发,谈对国军标有关发动机零件低循环疲劳寿命要求的理解,并对照英军标Def Stan 00—971飞机燃气涡轮发动机通用规范和其他国外规范的有关要求,结合我国的具体情况,讨论对国军标送行修改的必要性和修改建议。     

对美国军用规范中航空发动机燃油与控制系统的分析

MIL-E-5007D《涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》和MIL-E-8593A《涡轮轴和涡轮螺桨发动机通用规范》对航空发动机燃油与控制系统附件提出了包括定义、界面、设计、安装、环境条件、标准以及试验考核项目等内容。这两项规范不但内容丰富而且技术先进,要求严格。初步统计,两项规范均有600余条规定,而直接或间接涉及发动机燃油与控制系统附件的条文就有120条左右,约占总条文的1/6强。众所周知,目前世界各先进国家的航空事业     

军用航空发动机的可靠性和寿命

本文根据最新发表的英国军用航空发动机通用规范的有关内容,讨论对发动机及其零件的可靠性要求。并从可靠性要求出发,介绍确定发动机及其零件使用寿命的工程方法。内容涉及研制阶段的寿命设计要求,寿命设计和试验验证,发动机交付后的使用定寿和各类零件使用寿命确定的原则和方法。该方法用控制发动机翻修寿命和关键零件的允许使用寿命,来保证发动机的安全使用。由于对关键零件的可靠性要求特别高,而使其允许使用寿命的确定方法有别于其他零件,这也是本文的重点所在。     

“昆仑”发动机设计研制的基本经验

介绍了我国首次按GJB241-87"航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范"的要求,自行设计研制成功的"昆仑"加力式双转子涡轮喷气发动机的设计研制基本经验:认真贯彻"航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范",严格按规范的要求进行设计和试验;合理控制创新与继承的比例,既要保持先进性,又要降低风险性;把作战适用性、可靠性、耐久性、维修性与性能并重;设计中留有较大的温度裕度和喘振裕度;进行苛刻的、充分的试验是发动机可靠性的基础。      

航空发动机附件试验研究

针对航空发动机附件外场使用可靠性不高现象,分析附件研制过程中存在的问题和原因。通过对航空发动机通用规范及型号规范中附件试验要求的梳理和分析,重点讨论模拟工作试验、规范没有明确规定的单项试验和新增的可靠性维修性试验要求,提出新研发动机附件试验的一般要求,并结合某型发动机附件结构、功能及发动机型号特点,给出发动机附件研制试验计划。对新研航空发动机附件可靠性工作的开展、鉴定试验项目规划和方案的确定具有指导和借鉴意义。     

对国军标GJB241—87《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》的一些修改

通过回顾国军标ＧＪＢ２４１－８７《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》实施七年来，在结构完整性方面碰到的一些问题，并在国外军用发动机最新标准，美国的ＭＩＬ－ＳＴＤ－１７８３《发动机结构完整性大纲》和英国的ＤＥＦ ＳＴＡＮ ００－９７１《航空燃气涡轮发动机通用规范》对比分析的基础上，对国军标提出了一些修改补充建议。     

飞机燃油系统设计、性能、安装、试验及技术资料要求通用规范

1. 范围 1.1 本规范规定了以吸气式发动机为动力的飞机燃油系统和各支系统的设计、性能、安装、试验和必要技术资料的要求。若本规范与参考文件相矛盾,则以本规范为准。 2. 适用的文件 2.1 以召标或征求方案之日有效的版本为准的下列文件,在本规范规定范围内组成本规范的一部份。     

航空发动机地面试验技术的近期发展及我们的对策

试验与鉴定工作是发动机预研和工程发展阶段中的主要内容。航空发动机技术的发展推动着试验基础设施的建设和试验技术的发展，并对试验提出了更高的要求。通过对国外航空发动机试验技术发展的分析，提出了发展我国航空发动机试验设备的建议和对策。     

某型号首个测试性研制试验大纲通过评审

2013年7月11日,空装和中航工业在北京联合组织召开了某电动机构测试性研制试验大纲评审会。评审组听取了中航工业综合技术研究所做的某电动机构测试性试验大纲汇报,一致认为该大纲内容合理、结构规范、技术可行,符合总师单位下发的相关规范要求,同意该试验大纲通过评审。由此,某电动机构测试性试验大纲成为某型号工程     

中等涵道比涡扇发动机高空压力畸变试验

基于中等涵道比涡扇发动机结构及其气动稳定性特点,通过该类型某发动机高空压力畸变试验研究,获取了研究对象合理可行的高空压力畸变试验方案设计、畸变装置选取以及数据处理规范,结果表明:在飞行高度小于14 km范围内,飞行高度对稳态综合畸变指数有一定的影响,但影响不明显;有引气/功率分出136 kW条件下,飞行高度为11 km、飞行马赫数为0.8以及飞行高度为14 km、飞行马赫数为0.39时,该中等涵道比发动机最大巡航状态与最大爬升状态在进口综合畸变指数不大于12%时均能稳定工作。      

发动机主轴密封装置设计分析

分析和总结了发动机主轴密封装置的设计、加工工艺及试验。结果表明：主轴密封设计合理，能满足发动机总体对主轴密封装置的设计要求。     

歼7X型机静强度试验方案的研制,制订

本文从试验件的支持、试验情况的筛选、载荷简化、分区载荷计算、三个操纵面与机翼联合加载试验等方面，叙述了歼７Ｘ型机贯彻国军标（ＧＪＢ６７．９－８５）《地面试验》要求，制订静强度试验方案的情况，并经试验验证，说明按国军标要求编制的静强度试验方案正确合理，也说明了国军标在军机研制中是切实可行的，本文对新机研制、理解、贯彻国军标有很大的参考价值。     

俄罗斯飞机动力装置的飞行试验

本文叙述俄罗斯有关部门对飞机动力装置（包括发动机、进、排气装置以及与其有关的燃、滑油系统和防冰系统）进行飞行试验的方法。其中包括试飞前应进行的调整工作，发动机稳定性的检查，发动机起动和接通加力边界的确定，高度－速度特性的确定，以及燃、滑油系统、防冰系统等的试验内容，并对试飞中试飞员的操纵动作和应注意事项提出了要求。     

某型发动机压比调节器的X6辅助螺钉最佳调整量研究

压比调节器的调整是发动机试车中比较重要的过程，如何进行有效、准确的调整，成为发动机、附件生产厂家比较关心的课题。本文就该附件在试验台上的一些试验结果，提出它的比较合理的调整量。     

小高空台高空模拟试验调试

根据航空涡桨和涡轴发动机通用规范的要求，涡轴发动机在研制过程中必须进行高空模拟试验。为此，中国燃气涡轮研究院自行设计和建成了国内首座涡轴发动机高空模拟试车台（简称小高空台）。在小高空台设备性能调试结束之后，又成功地完成了涡轴发动机高空模拟调试。涡轴发动机高空模拟试验调试不仅是对涡轴发动机高空模拟试验方法的探索，而且也是水力测功器在低温负压下的验收调试。小高空台的建成将为我国自行研制涡轴发动机提供一个必需的高空模拟试验平台。     

PT6A发动机转动部件的寿命控制

PT6A发动机转动部件的寿命控制与其他发动机转动部件的寿命控制不一样，它考虑了发动机的运转时间和飞机的飞行区域的环境情况等各种因素，从而对发动机转动部件的寿命控制更加合理、更加科学。     

固体火箭发动机总冲精度预示与分析

介绍一种发动机总冲精度预示的工程方法。利用编制的计算机软件，调整影响总冲精度的各参量公差范围，可控制固体火箭发动机的总冲相对偏差达到技术指标要求。通过几个实例，表明该方法有较好的实用性。同时还分析了控制发动机总冲偏差的有效措施，为设计者合理地制定发动机主要性能参数和结构尺寸的公差与技术条件提供了依据。