燃油气液比对飞机吸力供油的影响研究

吸力供油是民用飞机燃油系统的基本功能,燃油气液状态是影响吸力供油能力的关键性因素。以某型飞机为例,通过严格的试验方法,对吸力供油能力进行了验证,并以试验数据为基础,对燃油气液比进行计算,分析了其产生的影响。研究结果可用于指导飞机燃油系统设计和发动机性能评定。     

波音737飞机燃油系统漏油故障分析及处理

据统计,自1959以来,出现过18起燃油箱着火事故,造成542人遇难,损失12架飞机.2007年8月20日,台湾中华航空公司波音737-800飞机在冲绳机场降落时因为右发燃油管损坏爆炸燃烧,再次引起航空界对燃油使用安全的关注.因此,预防燃油气的燃烧是适航当局、飞机制造厂和用户迫切需要解决的任务.本文从分析燃油系统的渗漏人手,找出相应的解决方法.     

塞式喷管设计和性能验证

提出了简化的塞式喷管型面设计和优化方法,并以气氢/气氧为推进剂,对圆转方内喷管一单元直排塞式喷管性能进行了热试实验验证.用圆弧和抛物线近似内喷管型面,用抛物线和三次曲线近似塞锥型面,以从海平面到设计高度的飞行总冲最大为目标函数,进行塞式喷管型面设计和优化.介绍了实验系统及实验发动机主要零部件的结构和设计参数,给出了实验参数测量结果、实验照片和数据分析.实验表明,塞式喷管具有良好的高度补偿能力和较高的效率.在三个不同高度下,实验喷管效率在93%～98%之间,预计设计点效率不低于98%.实验结果表明,所提出的塞式喷管型面设计和优化方法是合理可行的.     

高度补偿喷管的氢氧热试研究

采用气氧作氧化剂、气氢作燃料, 对具有高度补偿特性的塞式喷管和双钟型喷管进行了点火热试.介绍了气氢/气氧试验系统, 以及试验喷管的结构形式、设计参数和装配照片, 喷管试验件采用耐烧蚀的钨渗铜材料加工, 成功进行了多次短时间点火热试.给出了试验测量参数曲线、点火热试照片和数据结果, 获得了不同高度下塞式喷管和双钟型喷管的热试性能数据, 和当量钟型喷管相比两者都具有较好的高度补偿特性.以推力系数效率为例, 塞式喷管在低空压强比下达到92%-95%, 双钟型喷管低空下为96%-98%, 高空下则都在95%左右.      

某型通航飞机液压系统故障诊断仿真研究

飞机液压系统发生故障会直接影响飞机运行安全,为准确分析通航飞机液压系统常见故障,根据某型通航飞机液压系统工作原理及相关参数,采用AMESim软件对该机型液压系统工作过程进行仿真。该型通航飞机液压系统常见故障为系统气塞和系统泄漏,因此通过AMESim软件对系统气塞、系统泄漏、气塞+泄漏三种故障状态下飞机起落架收放作动筒活塞杆位移量的变化时间进行仿真计算。仿真结果表明当空气含量达到30%时或者当节流孔直径达到1.5mm时飞机起落架收放作动筒活塞杆收放时间超标。这一结果为该机型液压系统机务维修提供技术支持。     

三单元气氢/气氧塞式喷管发动机实验

以气氢/气氧为推进剂, 对三单元直排塞式喷管模型发动机(内喷管和燃烧室内衬采用耐烧蚀材料钨渗铜, 塞锥为碳钢)进行了热试实验研究.给出了实验结果, 进行了数据分析.在两个压比(燃烧室压强与环境反压之比)下, 获得了塞式喷管性能数据和塞锥表面5个测点处的压强分布.实验表明, 塞式喷管具有良好的高度补偿能力和较高的效率.在压比值为50附近, 效率达到92%-93.5%;在压比值为350附近, 效率达到95%-96%.数值模拟的预示结果与实验数据吻合较好.      

微小“Г”型蒸发管在常压条件下蒸发率研究

为研究微小型发动机中的Г型蒸发管的蒸发性能,在进口空气为常压条件下,对微小尺寸Г型蒸发管的蒸发性能进行了试验研究.研究了气油比、进口空气温度以及蒸发管内空气流速的变化对蒸发管燃油蒸发率的影响.试验结果表明,气油比和蒸发管空气进口温度是蒸发率的主要影响因素,蒸发管内空气速度影响并不显著,气油比的增大和空气进口温度的增大都会导致燃油蒸发率的增大.     

2 冲程直喷煤油发动机空燃比控制方法

为了保障2冲程直喷煤油发动机高效、稳定地运行，对其空燃比控制方法进行了研究。采用机理建模和试验数据建模 相结合的方法，建立了2冲程直喷煤油发动机平均值模型，包括扫气模型和燃油油量模型。在扫气模型建模过程中，分别对进气 道、曲轴箱、气缸进行了分析；燃油油量模型考虑了气缸温度对燃油蒸发效果的影响，并引入了燃油蒸发系数。对2冲程发动机扫 气过程进行了分析，通过台架试验得到了不同工况下的扫气效率、扫气比和捕获率等扫气参数。基于Matlab/Simulink建立了空燃 比前馈控制器，并进行了台架试验验证。结果表明：控制器能够满足空燃比的控制要求，最大误差为10%左右，该误差产生的原因 为燃油油量模型和扫气模型存在系统误差，但是燃油油量模型的系统误差影响较小，可以忽略。     

飞机燃油系统热管理研究

为了充分利用飞机所载燃油作为冷源来冷却飞机的其他机载设备与系统,发挥燃油的最大使用效益,提出了飞机燃油系统热管理.通过对飞机燃油系统中流体网络的关键部件燃油增压泵、液动涡轮泵和管网进行数学建模以求解流体网络各节点的流量、压力、温度和热损失,从而能预测出各种情况下换热器前的燃油入口温度和进入飞机发动机前的燃油温度.研究内容可为飞机燃油这一冷源的综合利用及飞机燃油系统的热管理提供科学依据.      

补偿传感器在飞机燃油测量系统中的应用

电容式传感器测量技术是现代飞机燃油油量测量的关键技术之一.随着现代航空技术的发展,对燃油测量精度的要求越来越高.通过对电容式传感器工作原理的介绍,分析出电容式补偿传感器的引入可消除温度变化带来的测量误差,提高飞机燃油测量系统的测量精度和可靠性.同时给出了补偿传感器在传统模拟式燃油测量系统和现代数字式燃油测量系统的应用.