某型教练机比例耗油控制系统故障分析与处理

某型教练机在部队进行特技飞行训练时,飞机返航过程中出现比例耗油控制系统告警灯闪亮,在地面显示比例传感器故障代码,完成压力加油后未显示满油状态及飞机在地面静态工作时显示滚转状态四种故障.本文分别对其故障进行了分析,找出了问题产生原因,并提出了处理方案及解决措施.     

某型发动机喘振上边界转速不符合规定故障研究

针对某型航空发动机在地面测喘过程中发生喘振上边界转速不符合规定的故障,对故障产生机理进行分析,提出了相应的预防措施,以防止此类故障再次发生。     

某型飞机空中座舱失密故障分析

某型飞机飞行中报出"座舱高度超过8km"告警信息,故障信息显示"座舱失密"。通过对座舱密封系统进行原理分析,结合地面检查结果定位故障部件,并对故障件进行分解检查和试验,明确了故障的根本原因,制定了相应的维修措施。     

某型通航飞机失速警告失效故障分析

针对某型通航飞机地面测试中发现失速警告不工作的故障,分析该失速警告系统各组成部分的结构、原理、功能、走线,制定具体排故程序逐步判断查找出故障原因电子线路故障,并对故障原因进行了分析。     

某型飞机平显"导弹导引头位标器"不随动故障分析及解决措施

某型飞机地面维护中,平显曾出现"导弹导引头位标器"不随动故障,对其进行机理分析,找出故障原因,并制定了解决措施,保证了装备的可靠性。     

对飞机低速试滑侧偏故障的分析

针对某型飞机在地面低速试滑中出现的侧偏故障进行了探讨,在大量惯性台模拟试验的基础上,对侧偏发生的原因、机理进行了分析,提出了解决侧偏故障的措施。     

某型教练机起落架应急放故障分析及改进措施

针对某型教练机地面应急放故障,结合起落架应急放工作原理及故障现象,对故障进行了分析,确定了起落架应急放不到位的原因是由于液压油锁转换不到位而造成,并由此开展了液压油锁改进工作。通过地面模拟试验及机上试验,验证了改进后的液压油锁满足应急放使用要求。     

基于AHP的液体火箭发动机地面试验监测参数的选取方法研究

确定监测参数是液体火箭发动机地面试验监控系统的一个重要而基础的问题。从某液体火箭发动机地面试验稳态参数的统计特性和常见故障出发,通过分析地面试验测量参数的故障敏感性、故障关联性、测点传感器的可用性和参数相关性(或传感器冗余),建立具有方案层、准则层和目标层的层次模型,运用层次分析法(AHP)对发动机地面试验的测量参数进行评价、比较和优化,确定了用于监测液体火箭发动机地面试验的监测参数。经过发动机的地面故障试验数据和故障仿真数据的检验,所确定的监测参数集较好地反映了发动机状态的变化,说明所选用的方法合理、可行,解决了长期以来,依靠领域专家定性确定监测参数的问题。      

助力液压系统空中压力异常故障分析

针对一起助力液压系统空中压力异常故障,通过综合分析找到了故障原因,并进行了地面和空中验证,据此找出了故障点,为类似故障的排除提供参考。     

涡轮导向叶片热疲劳分析

某型涡扇发动机在进行地面性能试验时,高压涡轮导向叶片多台次出现了严重裂纹故障。本文以其失效分析为背景,推导出导向叶片瞬态温度场的计算方法,并对该导向叶片进行了瞬态温度场数值分析,进而得出导向叶片的瞬态热应力分布与热疲劳寿命的计算结果。同时对此故障产生的原因进行进一步的分析。分析的结果与该机地面性能试验数据基本吻合,因此,此分析过程可作为热疲劳寿命计算的借鉴。      

基于核心机的GTF发动机方案研究

齿轮传动风扇(GTF)发动机具有部件效率高、噪声低、级数少和质量轻的特点,是未来大型民用发动机的主要发展方向之一。为加快后续发动机的发展,在现有核心机的基础上,通过发动机典型气动循环参数的匹配分析,完成GTF发动机总体性能设计方案。分析了涵道比、风扇外涵压比、低压压气机压比、传动比等参数对GTF发动机性能的影响,初步确定参数选取范围。通过对比相同涵道比的GTF发动机与常规结构发动机,其推力和耗油率等性能指标基本接近,但GTF发动机具有低压部件级数显著减少的优点;总结了GTF发动机特有的关键技术。     

LEAP-X发动机和Tech-X发动机先进技术分析

LEAP—X发动机和Tech—X发动机采用和融合了众多创新性先进技术和先进材料。发动机的核心机均由"eCore"核心机技术发展而来。本文就LEAP—X发动机和Tech—X发动机的性能指标和先进技术创新做一概括性分析,供相关人士参考。     

组合发动机蒙皮壁温计算方法研究

为满足组合发动机总体热防护的需要,分别采用参考温度法和大气透过率计算软件MODTRAN4计算了组合发动机蒙皮所受的气动加热和环境热辐射。利用本文建立的稳态热平衡方程,迭代求解得到组合发动机蒙皮在典型飞行工况下的一维稳态温度分布。将本文计算的结果与美国航空航天局(NASA)的实验结果进行对比,误差不大于6%。对典型飞行工况下不同蒙皮壁面发射率、不同飞行攻角进行了系列研究。结果表明:随着发射率的提高,蒙皮壁温逐渐降低,随着攻角的增加,蒙皮壁温逐渐增高。在某标准工况下,发射率为1.0的蒙皮温度比发射率为0.1的蒙皮温度低98.01K,降幅为12.76%。攻角为45°的蒙皮温度比攻角为0°的蒙皮温度高95.45K,增幅为13.14%。     

变循环与自适应循环发动机技术发展

变循环发动机具有兼顾低速、高速飞行性能的优势;自适应循环发动机是最新颖的变循环发动机构型,具有更强的循环调节能力和任务适应性,是重要发展方向。回溯变循环发动机的发展历程,总结变循环技术进化的路径,发展针对这类难度大、高风险的技术,不能跨越技术成熟的必要环节,要明确其主要技术关键,合理安排技术路线,分散难点,充分利用已有平台资源,逐步增加变循环的复杂程度,最终实现突破。     

三模态热管式喷气发动机——新型的航天飞机主发动机

三模态热管式喷气发动机是在同一热管(燃烧室)中,按照航天飞机在起飞,加速爬升到高空高速和进入稀薄大气层飞行阶段,依次进入脉动式、冲压式和火箭三种工作模态。计算表明:用液氢燃料的三模态热管式喷气发动机,完全满足单级入轨、水平起降航天飞机从起飞到入轨全航程的推力要求。     

超音速燃烧冲压发动机最佳设计参数

本文对超音速燃烧冲压发动机设计参数进行优化。从产生推力与发动机热力循环两方面综合分析得到了以下结果:作为空天飞机动力装置的超音速燃烧冲压发动机,在M_H=6-6.6飞行范围内,按照等面积和等M数分段加热的热力循环设计时,比冲最大;在M_H=6.6-10飞行范围内,按照等面积和等温分段加热的热力循环设计时,比冲最大。从而得到最佳设计参数,并在此基础上,用一元流方法计算了有面积变化,有化学反应、摩擦和散热损失时,超音速燃烧冲压发动机的性能。     

舰载作战飞机发动机的发展

介绍了舰载作战飞机发动机的研制背景、技术要求、研制进展和应用潜力,总结了其在研制原则、研制思想、综合能力提高等方面的特点和经验。     

军用涡轴发动机发展研究

回顾了军用涡轴发动机的发展历程,介绍了几种典型军用涡轴发动机的性能特点及各国现役军用涡轴发动机的装备情况;分析并提出了军用涡轴发动机的关键技术,并通过研究国外典型涡轴发动机技术研究计划和新用的先进技术,预测了军用涡轴发动机的有关技术趋势。     

涡喷发动机试车原位监测软件设计

通过对多种型号发动机的参数传感器的分析，研制开发了用于外场试车的发动机试车原位监测仪器及配套软件。利用计算机进行数据采集和处理，提高了发动机参数测试精度，可实时监视发动机各个工作状态的性能参数是否正常，提高了发动机故障分析和诊断效率，具有较高的使用价值。     

新机研制中整机振动及其限制值实践与思考

讨论了为排除发动机整机振动要进行的工作,并列举了两个示例;同时讨论了整机振动限制值问题。