备份航空发动机和教练机数量计算方法

1　备份航空发动机数量计算方法　　(1)条件和符号意义　条件:发动机(或机件)有大修间隔工作时间规定;在机上工作时间应梯次安排。符号意义:S备为备份发动机数(台);S架为飞机(直升机)数量(架);T年飞为单机平均每年飞行小时数(h);TBO为发动机大修间隔工作时间(h);T大修为发动机大修工期,指发动机从飞机上拆下到大修后返回单位止的总时间(月);S单机发数为每架飞机(直升机)的发动机(或器材)台数,或一个基数发动机;S系为提前更换系数,与发动机质量、使用维修水平和工作环境有关。(2)公式推导　在一个发动机大修工期内,本单位有多少飞机(直升…     

基于DSP和CAN的航空发动机分布式控制系统设计

航空发动机控制系统发展趋势是分布式控制系统,本文提出了基于DSP和CAN总线的航空发动机分布式控制系统设计.设计中,用工控机模拟航空发动机电子控制器(EEC);智能传感器和执行机构的控制核心采用DSP芯片;通讯总线选用CAN总线.论文阐述了航空发动机电子控制器与各智能传感器和执行机构的软硬件设计、CAN总线通讯的实现方法.在实验室条件下实现了整个发动机控制系统的物理仿真,仿真系统初步满足了分布式系统控制要求,为航空发动机分布式控制系统的研究奠定了基础.     

基于动力冗余的液体火箭动力系统频率特性分析

液体火箭在发射过程中,恶劣的动力学环境常常会引起发动机推力下降或提前关机等工作故障,引入动力冗余技术可以保证发动机故障后仍有足够动力保证火箭正常飞行,从而大幅度地提高系统的可靠性.针对动力冗余技术而提出的液体捆绑火箭推进剂交叉输送问题,以三种工作模式:芯级火箭与助推器独立工作(Mode 1);一台助推发动机故障,该助推...     

基于分析法的RBCC引射模态能量利用规律

为实现RBCC(火箭基组合循环)节约燃料的目的,基于分析法,研究了引射模态下发动机典型部件和系统能量利用与转化的规律。结果表明:引射火箭在RBCC发动机主体部件中损失最大,效率最低(48%~62%);发动机效率随来流马赫数的增加而不断增大,当来流马赫数小于2.5时,增长速度缓慢;当来流马赫数大于2.5时,增长速度加快;作为一种能量经济性指标,突破了以往基于热力学第一定律的发动机性能分析的局限性,通过单一参数将进气道、引射火箭和混合室等独立部件耦合起来,可全面评价组合循环发动机能量综合利用的性能,指导发动机设计和能量优化工作。     

民用航空发动机润滑系统适航审定技术分析

润滑系统对航空发动机的润滑、散热、清洁、防腐等有重要作用,润滑系统的安全影响着发动机整体的安全.研究发动机润滑系统的审定基础与安全性对我国自主研制发动机润滑系统十分重要.首先对航空发动机润滑系统涉及的适航条款及标准规范进行分析,再针对润滑系统的功能和部件故障模式及影响分析(failure mode and effect...     

航空发动机预测健康管理系统设计的关键技术

介绍了航空发动机预测健康管理(EPHM)系统的定义、设计目标及其功能;结合EJ200,F119等国外第4代战斗机发动机健康管理系统的技术特点,设计了航空发动机预测健康管理系统与飞机、发动机的交联方案;完成了航空发动机在线机载EPHM系统及离线EPHM系统的基本结构设计;提出了航空发动机机载预测健康管理系统应实现的技术指标;总结归纳了航空发动机预测健康管理系统设计的关键技术.      

双间歇式推力脉冲发动机

一、引言为了通过先进的推进能量控制改善战术导弹的机动性能,国防科学研究中心(DREV)最近研制出一种新型的双间歇式推力脉冲发动机(DIT),该发动机的研制考虑了以下要求:1)结构简单、可靠性高;2)在发射场危险性小(最少喷射物);3)多功能使用性能;4)性能指标比得上单脉冲发动机.     

固体火箭发动机CAD系统实现

介绍了一种系统固体火箭发动机CAD(SRMCAD)的组成和实现。系统集成多个功能子模块,功能较全。利用本系统可快速构造固体火箭发动机,进行全面的性能计算。系统是一种有效的发动机设计辅助工具。     

涡扇发动机燃油综合控制半实物仿真试验系统

建立了某涡扇发动机气动热力学模型和该型发动机综合电子调节器、主燃油泵调节器的实验室工作环境。发动机数学模型运行在计算机上,通过VXI总线技术,将其与控制器和执行机构实物连接,组建了某涡扇发动机燃油综合控制半实物仿真试验系统。对该半实物仿真试验系统进行试验,结果表明:该半实物仿真试验系统能有效地对该型发动机燃油进行静态和动态控制,为开展发动机的全权限数字电子控制(FADEC)系统研究和先进控制理论在发动机控制中的应用研究奠定了试验基础。     

燃气涡轮发动机用汽相润滑系统的研究

在回顾燃气涡轮发动机用润滑系统发展的基础上 ,指出了液态、固态润滑系统的不足 ,汽相润滑系统的优点。重点介绍了美国Wright试验室关于汽相润滑系统的最新研究成果 ,包括试验研究、发动机试验和汽相润滑状态下轴承温度理论预估模型。Wright的研究表明 :汽相润滑系统可用于燃气涡轮发动机的轴承装置中 ,相对液态 (油 )润滑系统而言 ,可明显降低发动机的重量和成本 ,同时可提高发动机的承温能力。     

燃气涡轮发动机用润滑系统的发展

本文介绍了美国Wright试验室关于汽相润滑系统的最新研究成果,Wright的研究表明,汽相润滑系统可用于燃气涡轮发动机的轴承装置中,相对液态(油)润滑系统而言,可明显降低发动机的重量和成本,同时可提高发动机的承温能力。     

臧军 发动机控制系统专家

<正>航空发动机控制系统是航空发动机的重要组成部分,请您谈谈该技术的现状及发展趋势。臧军:航空发动机控制系统是航空发动机的关键系统,用于监视和控制航空发动机各部件和系统协调、安全可靠工作,在各种环境下充分发挥发动机的效能,保证发动机提供飞机所需的推力要求。自20世纪90年代以来,双通道的全权限数字式电子控制(Full Authority Digital Electronics Control,     

航空发动机动力传输试验设备简介

航空发动机动力传输技术(包括轴承、密封润滑及附件传动)是影响发动机安全、可靠性、寿命和效率的重要研究领域,是多年来影响发动机发展的关键技术之一。经过沈阳航空发动机研究所的努力,航空发动机动力传输航空科技重点实验室业已挂牌运行。该实验空拥有传动润滑试验研究用的试验设备13台及相应的测试仪器仪表,门类齐全,功能完善,整体水平在国内处于领先地位。现介绍下述试验设备(图片见封二);主轴密封试验器(Ａ605)用途:用于航空发动机主轴承腔密封装置的性能、耐久性及寿命的试验研究(轴间密封装置除外),并可对发动主轴承润滑剂和密封装…     

《航空发动机》1999年第1～4期总目次

序号题目作者期(页)7) 12) 16) 1) 8) 11)16) 结构与设计涡喷发动机加力内冷系统排故CFM56一7航空发动机维护性设计特点分析WZSA型发动机改装发烟机的试验与研究航空发动机总体方案设计分析系统的数据库设计涡喷与涡扇发动机重量估算方法王乃绪李卫东潘宁民李光郭淑芬赵洪利王洪卓段海波杨晓光黄庆南夏道儒陈军马枚勺曰八d41台楔型稳定器的应用分析并行工程环境下基于STEP标准的航空发动机产品信息建模涡轮动叶锯齿冠的预扭设计六O月了申秀丽4(1)马枚宋慧敏静炜田赵支持并行工程的航空发动机工作叶片建模系统涡轴与涡桨发动机特殊部件…     

西德MBB公司400N统一辅助推进系统

西德MBB公司的辅助推进系统是由一个液体远地点发动机和12个姿控发动机组成的统一辅助推进系统(见附图).所谓“统一”其含意是:     

基于气动热力模型的FADEC系统FHA方法

从适航规章对全权限数字发动机控制(full authority digital engine control,简称FADEC)系统的安全要求出发,结合功能危险分析(functional hazard assessment,简称FHA)的一般原则和FADEC系统的特点,得到了FADEC系统FHA的分析要素.根据分析要素中的工具与数据需求,将航空发动机气动热力模型用于可调放气活门(variable bleed valve,简称VBV)控制功能失效危险分析,结果表明:①该模型能够辅助确定FADEC系统功能失效的发动机影响;②FADEC系统功能危险的模型分析方法通过定量分析确定发动机影响的危险等级,为FHA提供直观的参考依据,可作为对专家经验的补充.      

跨大气层飞行器的动力装置

美国的跨大气层飞行器(TAV)第一代推进系统很可能用涡轮喷气发动机和火箭发动机的组合动力装置.到21世纪初也许会采用更有效的推进系统,该推进系统有可能使TAV实现长时期工作.     

液体火箭发动机系统瞬变过程模块化建模与仿真

为对发动机研制过程中多种试验方案进行仿真预示和对发动机进行结构优化，研究了液体火箭发动机系统瞬变过程模块化建模与仿真方法。提出了流体管道系统的管道一体积模块化分解方法，将组成发动机系统的典型元部件划分为21个模块，并建立了仿真数学模型。提出了一种描述模块元件及其连接关系的系统组态矩阵，以及模块的组合连接方法和组合系统的仿真计算方法。在此基础上，研制了分级燃烧循环液氧／液氢发动机系统瞬变过程的模块化建模与仿真软件(LRETMMSS)，建立了某型号液氧／液氢补燃发动机的半系统试验的仿真计算模型，进行了仿真计算，计算结果与实验数据吻合。     

CADISEN系统简介

用于航空发动机的集成化计算机辅助设计系统(Computer Aided DesignIntegrated System for aero-Engine,CADISEN)是由原航空发动机总公司组织开发,并由606、608、624和631所共同研制的。CADISEN系统由两部分组成,一是航空发动机工程分析软件系统(Computer engineering Analysis Software System for aero-Engine,CASSEN),一是用于工程开发的集成化支持系统(Computer IntegratedSupport System for Engineering development,CISSEN)。本文扼要地介绍CADISEN系统的发展目标、实施步骤、软件层次、系统特点与主要功能。     

CFM56-5B发动机启动系统常见故障分析

<正>发动机启动是指利用启动机将发动机从静止状态加速到能够保持转速的慢车工作状态的过程。它主要用于发动机的地面启动、发动机的冷转(干冷转和湿冷转)和发动机的空中重启动。启动系统的不正常工作会导致航空公司