某型航空活塞发动机空中气门卡阻机理

针对某型航空活塞发动机在运行中多次出现的空中气门卡阻故障,结合该型发动机的结构设计和实际运行环境,对故障发动机气门导套内沉积物的成分进行分析,并基于EGView软件对故障案例的FDR数据进行分析,结果表明:温度剧变导致气门-导套间有效配合间隙减小是导致空中气门卡阻的根本原因;在飞行中,在30%功率附近燃油流量偏小是导致温度剧变的主要原因。据此提出了增加发动机30%功率附近燃油流量的解决方案,给出了推荐的下限阈值为17.0 L/h,经实践验证该排故方案有效。     

气门粘连的原因及其预防

活塞式发动机气门粘连可能导致气门卡阻，严重时将引起发动机失效。因此在使用和维护中，预防气门粘连的发生，减少气门卡阻，显得尤为重要。     

某型航空活塞发动机排气门烧蚀机理

针对某型航空活塞发动机在运行中因使用国产高铅燃油而时常发生较严重的排气门烧蚀故障的问题,通过对该型发动机上全新、使用过以及已烧蚀排气门的微观金相分析,结合该型发动机的结构设计和实际运行环境分析这种排气门烧蚀故障的发生机理,认为排气门运行温度过高导致排气门密封面上的抗腐蚀保护层被破坏掉是导致排气门烧蚀的根本原因,而高铅燃油中的铅沉积在排气门密封面上导致排气门散热不良是排气门过热的主要原因.据此提出改用低铅燃油减少铅沉积以改善排气门散热条件、降低排气门运行温度的解决方案,经实际运行测试证明排气门密封面上的抗腐蚀保护层得到了有效保护,解决了该型发动机的排气门烧蚀故障.      

某航空活塞发动机气门拆装工具的优化

为了解决气门拆装工具损伤气门杆的问题,从缩短气门拆装时间、便于单人操作等方面出发,研究了一种新型的拆装工具,以优化航空活塞发动机气门拆装作业。     

某型航空活塞发动机排气门的对称烧蚀机理

基于统计显示某型航空活塞发动机运行中出现的大量排气门烧蚀故障案例中烧蚀位置均基本呈两点对称分布在气门头部两侧的现象。通过测量排气门密封面附近气门体的实际运行温度,获取了该型发动机上气门运行温度与排气温度（EGT）之间的对应关系,进一步结合该型发动机的结构设计和实际运行环境分析了这种气门烧蚀点对称分布的机理。研究表明:气门偏摆引起气门密封面温度周向对称性分布不均和运行中过度调贫使气门密封面温度过高是排气门对称烧蚀的主要原因。据此提出以EGT为参照限制调贫幅度的方案,经70 000飞行小时实践验证表明故障得到了完全解决。      

航空发动机汽缸活塞组磨损的原因及预防

总结出了活塞式航空发动机故障规律和内涵要点,阐述了活塞式航空发动机汽缸活塞组的受力受热情况、磨损原因、危害与预防措施;为保证发动机工作可靠性,确保飞行安全提供了宝贵经验。     

航空重油活塞发动机技术难点与发展启示

在分析国内外航空重油活塞发动机发展现状的基础上,对现有成熟机型进行对比分析,获得了不同功率级别航空重油活塞发动机的核心技术指标,提出我国发展航空活塞发动机重油化和国产化的重要意义。按照功率级别分析了航空重油活塞发动机发展的技术途径,总结了高功质比航空重油活塞发动机面临的技术难点,提出了点燃式航空重油活塞发动机的关键技术,即重油燃料的快速雾化技术、快速冷起动技术、爆震抑制技术以及高空增压功率恢复技术,突破以上关键技术将对航空重油活塞发动机技术的发展具有重要意义。     

AE300发动机典型系统工作特性分析及维护建议

介绍了AE300航空煤油活塞发动机关键工作系统的组成及基本工作原理,重点阐述了该型发动机与传统航空汽油活塞发动机的关键工作系统在结构和工作原理方面的差异,从实际维护角度出发提出了该型发动机的维护建议,为制定合理的维修方案提供参考。     

通用航空活塞发动机汽缸翻修技术研究

<正>通用航空飞机绝大部分使用的是活塞发动机,汽缸是活塞发动机的重要部件之一,汽缸翻修直接影响发动机翻修的周期和成本。本文从资料消化、必换件的确定、修理方法研究等方面对莱康明航空活塞发动机汽缸翻修技术进行了研究,希望本文的研究思路和方法可以为通用航空活塞发动机其他主要部件的翻修研究提供有益的借鉴。目前,通用航空正为我国的现代化建设发挥着越来越重要的作用,如教学培训、地质勘探和救灾、灭火、空中旅游及治安巡逻等。全球一半以上的通用航空飞机用的是莱     

航空活塞发动机转速波动故障分析

某型无人机装备的航空活塞发动机,飞行过程中随着发动机节风门开度变化,出现辅油泵接通、发动机转速波动且转速降低现象。通过分析发动机故障表象和飞参记录仪所记录的发动机各参数值,结合以往发动机故障模式,判定故障点并予以排除。     

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。     

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.     

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.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

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）。     

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。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。