航空发动机适航流体污染试验要求浅析

结合相关适航标准的要求,分别对燃油污染、滑油污染及空气污染试验的关键要素进行了初步分析,为航空发动机研制工程技术人员开展流体污染适航验证试验工作提供技术参考。     

某航空活塞发动机回火试验

为解决某航空活塞发动机要取得适航型号合格证(TC)须按CCAR-33部《航空发动机适航标准》第33.51条进行回火试验的问题,通过对单缸发动机回火试验的研究,提出了采用光电信号进行发动机回火检测的测量方法.试验验证表明:光电检测方法能够有效地检测到发动机回火现象.在此基础上,通过试验确定了调节燃油伺服器的贫富油操纵杆逐渐调贫发动机的燃油流量来诱导发动机回火的试验方法.回火试验结果表明:所测活塞发动机在其整个工作状态下存在回火倾向,但在人工诱导57次回火后,发动机状况良好,满足适航认证的要求.      

民机燃油系统结冰威胁适航要求及符合性验证试验研究

民用飞机燃油系统结冰威胁是型号设计审定过程中的重点和难点。通过分析适航局方及工业界对民用飞机燃油系统结冰威胁适航要求认知的变迁,尝试给出一种合理的符合性验证试验方法,即获得供油系统内的最大结冰量并验证用户系统(发动机/辅助动力装置)对该最大结冰量瞬间脱落造成的推力损失的容忍度,并指出了符合性验证活动中需要重点考虑的因素,为民用飞机申请型号合格证提供一定的适航技术支持。     

航空发动机燃油结冰试验标准研究

燃油结冰问题严重影响飞机的飞行安全,严重时会导致发动机丧失推力,而国内缺少针对发动机燃油系统结冰相关的试验标准,通过对国内外燃油结冰试验标准研究,结合对燃油结冰问题认知不断的加深,提出了开展发动机燃油结冰试验的试验项目、对冰的模拟方法,并说明了相对于飞机燃油结冰试验应注意相关事项,为后续发动机燃油系统结冰试验方法的制定提供参考。     

民用航空涡轮发动机持久试验条款发展历程

全面回顾了航空发动机适航规章CCAR-33R2第33.87条持久试验的演变历程,在解读适航规章条款要求的基础上,深入跟踪了当前国际上针对33.87条持久试验的研究动态。跟踪研究发现,自1957年规定了6 h×25阶段的150 h试验谱以来,涡轮发动机持久试验的主体要求基本保持不变,而涡轮发动机设计则出现了显著的发展。发动机设计技术的进步带来了与适航规章要求不协调的问题,针对该问题当前国际上已开展了150 h持久试验替代试验的探索性研究及应用,虽然现阶段还存在一系列问题有待澄清和解决,但相关研究为我国民用航空发动机适航符合性方法及适航标准制定与修订提供了参考和借鉴。持续深入跟踪国内外适航技术动态,及时采取积极的应对策略,并开展有针对性的条款研究工作,对于提升我国适航技术规章的编制和修订能力具有十分重要的意义。      

运输类飞机燃油系统点火源防护相关适航限制研究

燃油箱爆炸对航空安全构成持续不断的严重威胁。通过对运输类飞机燃油系统点火源防护的适航限制相关条款要求、咨询通告的分析、研究,梳理了燃油系统点火源防护相关适航限制的制定流程、考虑;并对典型机型的燃油系统点火源防护相关适航限制进行了分析。可为运输类飞机燃油系统点火源防护相关适航限制的制定提供参考。     

航空涡轮发动机燃油牌号批准的适航符合性验证思路

航空燃油的特性会影响发动机的性能和安全,对燃油的审查和批准是发动机适航审定的重要方面。目前,国内对于燃油牌号的适航审定没有相应的指导文件。本文通过对适航规章33.7(c)(2)条款的实质要求进行梳理,总结燃油牌号适航审定的符合性验证思路,形成燃油批准的一般流程,并针对不同燃油牌号的使用情况给出相应的符合性验证思路。     

航空发动机超转保护系统适航符合性研究

适航要求是利益相关方的需要,不能直接作为需求用于设计,如何解读适航要求并实现设计是适航符合性的重点。以民用航空发动机超转保护系统相关适航要求为基础,利用系统工程中的需求分析方法,将超转保护系统的适航要求转化分解为全寿命周期的设计需求。针对分解识别出的设计需求,提出了发动机超转保护系统的适航符合性方法,以及电子和机械超转保护系统在适航审定中的验证内容,可为民用航空发动机超转保护系统的设计、验证提供参考和借鉴。     

航空发动机燃油系统及其附件爆炸大气试验技术研究

燃油系统及其附件爆炸大气试验在航空发动机研制过程中极其重要。简述了航空发动机燃油系统及其附件爆炸大气试验技术的特点及国内外发展现状,分析了其试验技术发展需求。详细给出了航空发动机燃油系统及其附件爆炸大气试验的分类、试验要求、试验条件、试验方法和试验判据,并开展了某型航空发动机燃油系统液压机械装置爆炸大气试验验证。结果表明:该试验方案可行、数据可靠、结果有效,为航空发动机燃油系统及其附件爆炸大气试验的研究验证工作提供了依据。     

发动机转子包容性设计及适航试验

在发动机包容性适航条款中,叶片包容性和转子不平衡试验与发动机本体设计直接相关,执行该条款的关键问题是确定最危险叶片及如何开展试验。对适航条款要求及转子包容性故障的主要原因进行分析,建议从降低转子部件失效概率、提高机匣包容能力及飞机设计等方面开展工作来提高发动机的包容性。     

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.     

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。     

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）。     

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.      

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。     

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。     

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。     

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.     

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。