波音737NG飞机滑油滤旁通灯亮故障分析

以某航波音737NG飞机的一次发动机滑油滤旁通灯亮故障为切入点,介绍了滑油滤旁通警告系统的组成和工作原理,分析了故障的原因和排故的一般方法,描述了此次故障的排故过程,最后提出了提高维护标准的建议。     

一起由滑油渗漏导致的FJ44发动机空停事件解析

以一起由滑油渗漏导致的FJ44发动机空中停车事件为例,通过对发动机的检查,查找滑油渗漏点,分析判断空停的最终原因,并采取有效措施排除故障。     

航空发动机消喘措施试验验证

为明确燃烧室短时切油、关小压气机可调静子叶片（VSV）角度和放大喷口喉部面积等消喘措施对发动机消喘功能的影响,依托某型变几何混排涡扇发动机制定了试验方案,开展了消喘措施专项验证试验,分别得到了消喘失败和消喘成功时的切油深度、VSV角度瞬时关小量和喷口喉部面积瞬时放大量,并从理论上对试验现象做了解释。结果表明：试验结果与理论分析相一致,证明试验结果是可靠的;试验结果能够为消喘系统的设计提供参考,在设计消喘系统时,消喘措施的具体调整量需通过试验手段确定;适当增大切油深度、增加喷口喉部面积瞬时放大量、增加VSV角度瞬时关小量,有利于发动机消喘;加快VSV和喷口等几何可调特征部件的响应速度,有利于发动机快速退出喘振。     

基于卡尔曼滤波的CFM56-7B发动机滑油消耗异常监控方法

现行CFM56-7B发动机滑油检查、添加勤务工作方式存在人力投入高、数据不精确等问题.本文提出了通过报文采集滑油数据,结合卡尔曼滤波算法建立模型,计算每个航班滑油消耗率,并对异常情况进行报警的监控方法.该方法效率更高,可协助航空公司提升航班运行的安全性和经济性.     

外啮合齿轮泵产生噪声的原因探究及解决方法

通过分析与研究,详细分析了外啮合齿轮泵噪声现象的机理:(1)外啮合齿轮泵制造精度不够;(2)外啮合齿轮泵高速旋转时出现抽空现象或者是吸油管路中途吸入空气;(3)外啮合齿轮泵出现困油现象而没有设计相应的缷荷槽;(4)外啮合齿轮泵采用较大正变位齿轮,齿数较少,排油压力脉动率增大,使外啮合齿轮泵产生噪声;(5)进出油口压力过大,压力急剧上升出现较大冲击,从而产生了噪声和振动。对此有针对性地设计出了消除外啮合齿轮泵噪声现象的特殊结构,不但大大降低了噪声现象,而且还提高了外啮合齿轮泵的容积效率。可为今后设计高质量的高转速外啮合齿轮泵提供一条新的途径。     

微型无油空气压缩机活塞环热力耦合分析及其结构优化

以某型号微型无油空气压缩机聚四氟乙烯活塞环为分析对象，利用SOLIDWORKS软件建立三维模型，采用ANSYS Workbench对活塞环进行有限元仿真，计算分析该活塞环在热力耦合作用下应力及变形分布情况。结果表明：活塞环最大耦合应力出现在活塞环下端面与活塞接触区域，为21.08 MPa;最大形变出现在活塞环开口处，形变量为0.48 mm,且形变量从活塞环开口处到背脊处逐渐减小。根据计算分析结果，基于响应面法对活塞环结构参数进行优化，优化后活塞环应力值显著降低，形变量也略有减小，可为微型无油空气压缩机活塞环的设计开发提供参考。     

航空发动机附件综合热管理性能分析

针对航空发动机舱内附件面临的热问题，提出了以隔热、通油冷却、通风冷却等为热防护措施的综合热管理方案，通过实验研究了隔热、通油冷却、通风冷却对附件温度的影响，获得了机匣温度、初始燃油温度及燃油流量等对附件表面温度及进出口燃油温升的影响规律。结果表明：隔热能够显著降低附件表面温度增长速率，在100 min工作时间内能够有效控制附件表面温度保持在200 ℃以下；附件表面温度的主要影响因素为初始燃油温度、加热功率、燃油流量，其中初始燃油温度决定附件进口温度，加热功率、燃油流量决定附件进出口温差，三者共同决定附件表面温度；通风冷却对未采取通油冷却的附件有一定的冷却效果，对采取通油冷却的附件没有明显的冷却效果。     

基于SVR-随机森林模型的民机落地剩油预测研究

针对国产民机落地剩油的预测与单一算法预测精度较低的问题，本文提出了一种基于支持向量回归机（SVR）与随机森林（RF）算法组合的预测模型对国产民机落地剩油做预测。灰色关联度分析得到落地剩油关联度较高的因素，简化模型输入量；采用单一的SVR算法与RF算法进行落地剩油预测，利用倒数误差法将两个单一算法组合起来对落地剩油做预测。实例验证，单一的预测模型准确率为81.21%、83.91%；组合模型的准确率为93.2%，提高了落地剩油预测的精度，有利于飞机在安全飞行的前提下合理减少额外油，提高经济效益。     

节流水平对气液针栓喷注单元雾化特性的影响

为了分析气液针栓喷注单元雾化特性和雾化机制，采用背光成像技术和相位多普勒（PDA）系统进行试验研究，获得了雾化模式、体积流量分布、索泰尔平均直径（SMD）分布和速度场随节流水平的变化规律。结果表明：气液针栓喷注单元雾场形态为扇形雾场，雾化模式为剪切破碎。体积流量沿径向呈单峰形分布，随着节流水平降低，雾场外缘向中心收缩。SMD沿径向呈现递增规律，雾化最好的区域分布在雾场中心和两侧。SMD随节流水平增加而增大。当动量比不变时，节流水平对SMD的分布范围影响很小。针栓头部下方的中心回流区轴向尺寸随着节流水平降低而减小。     

变推力液体火箭发动机推力调节技术研究综述及发展趋势

系统梳理了国内外变推力液体火箭发动机调节控制技术的研究历程及研究现状，并结合我国航天动力研究基础，指出通过在主系统或副系统管路上设置液体或燃气流量调节装置、通过可调结构的针栓式喷注器同步对流量与压力进行匹配调节仍然是实现大范围变推力调节的两种主要手段；分析了变推力液体火箭发动机推力调节的关键技术及其解决途径，预测了未来一段时期内变推力液体火箭发动机及其调节技术发展趋势，提出了若干适合我国国情的研究建议，为我国低成本、可重复使用天地往返运输技术的发展和有关研究者开展研究工作提供一定的参考。