“左右发不增压”信号灯熄灭时间过长故障分析

某型飞机地面起动时,出现“左右发不增压”信号灯熄灭时间过长现象。本文通过对燃油系统工作原理进行分析,找出影响“左右发不增压”信号灯工作的各种因素,经过排查,找到故障点,并排除故障,积累了经验,为同类故障的排除提供参考。     

航空活塞发动机爆震抑制方法

某型航空活塞发动机在运行中多次发生爆震故障,已有研究认为该型发动机全油门燃油流量低于64 L/h是其爆震的主要诱因,但实践中将该型发动机全油门燃油流量增大至71.9 L/h后仍然有爆震故障出现,表明该型发动机的爆震并非单一诱因。为探索该型发动机爆震的可靠抑制方法,利用EGView软件分析典型故障例数据,查找可能的隐藏诱因并采用控制变量法进行实践测试,结果表明：发动机巡航转速偏低是该型发动机爆震的另一重要诱因,并证实了全油门偏富油对该型发动机的大功率爆震倾向具有抑制作用。根据实践测试结果提出控制该型发动机全油门燃油流量不低于66 L/h和发动机巡航转速不低于手册规定2500～2525 r/min（推荐按上限设置）的解决方案,经6万余飞行小时的实践验证表明该型发动机的爆震故障已被可靠解决。     

航空发动机闭环起动系统设计及试验验证

针对某型航空发动机在使用过程中存在的地面起动性能不佳、需要频繁调整和空中起动边界较小的问题,提出一种在开环起动系统的基础上叠加供油修正系统后形成闭环起动系统的方法。在保证燃油接口不变的约束下,通过借用原有油源及增加电液转换指令相结合的方式改进设计了一种带燃油流量修正功能的起动装置,利用数字电子控制器的计算能力,采用基于转速升高率的PID控制算法实现了发动机的闭环起动。结果表明：在平原机场地面起动成功率达到99.8%,在高原机场地面起动不经调整或经过1次适应性调整就能保证发动机可靠起动,空中惯性起动包线左扩100 km/h,空中风车起动包线左扩50 km/h,大幅度提高了发动机的起动成功率,有效减少了因大气温度或海拔高度变化进行调整的工作。     

燃油柱塞泵性能试验台测试结果稳健性影响因素分析

为了保证航空发动机燃油柱塞泵性能试验台测试结果的稳健性,以便准确测试燃油柱塞泵的性能状态,基于燃油柱塞泵液压原理,建立了其数学模型,并结合其性能试验台的液压原理,确定了影响测试结果稳健性的5种主要因素分别为柱塞泵入口压力、控制油压力、出口压力、排油压力及燃油温度。基于燃油柱塞泵的主要测试性能,研究了5种因素对燃油柱塞泵性能测试结果的影响。结果表明：在进行燃油柱塞泵性能测试时,泵出口调压阀的压力控制稳定性、排油压力以及燃油温度都会对测试结果产生较大的影响;在性能测试给定的公差范围内,柱塞泵入口压力和控制油压力的波动对性能测试结果影响极小。在进行燃油柱塞泵性能测试时应重点关注出口压力、排油压力及燃油温度,以提高测试结果的稳健性。     

燃烧室高温燃油的密度变化特性及控制方法研究

针对燃烧室主动冷却通道高温燃油的密度变化特性进行了分析,给出了燃油温度和压力等参数的测量系统设计方法,利用能量守恒和等熵关系式设计了能够适应燃油密度大幅度变化的喷注压力调控方案.为确定燃油密度变化对调控方案的影响,在直连式燃烧试验平台开展了燃油喷注压力调控试验,试验过程中燃油测控系统工作正常,燃油喷注压力和密度大幅度变...     

偏置抛物面卫星天线反射器固化变形分析

偏置抛物面卫星天线反射器由碳纤维预浸料铺制而成,在固化过程中通常会出现热变形、固化收缩变形及机械变形等,且过大的变形会导致反射器反射信号产生偏差。为了有效预测天线反射器在热压罐固化过程中的变形,本文采用线性黏弹性本构模型表征纤维增强复合材料在固化过程中的应力-应变关系。采用顺序热-力耦合分析法,对天线反射器内部温度场、固化度场及位移场的分布进行建模,并对铺层结构及降温速率对天线反射器变形的影响开展研究。结果表明：相较于纯0°铺层结构,正交和准各向同性铺层天线反射器z向变形量减小了51%以上,且降低降温速率有助于提高天线反射器的固化型面变形。     

供油瞬态喷油杆内燃油结焦机理及规律数值研究

为获得喷油杆通断循环供油工作模式下,供油瞬间燃油结焦速率陡增机理,本文建立起沿喷杆轴向的一维非稳态热-流-固耦合换热与燃油结焦计算模型.获得不同时刻壁温、油温与结焦速率等参数轴向分布.通过与连续供油模式下的结果对比,来分析供油瞬间灼热喷杆内壁对燃油热冲击的影响,以获得结焦速率陡增机理.结果表明:通断供油模式下,供油瞬间...     

软水密闭循环冷却系统研究及其应用

本文介绍了目前国际上较先进的软水密闭循环冷却水系统的原理和特点,结合酒钢不锈钢连铸冷却水系统的实例,在设计方法和经济效益等方面与敞开式循环冷却水系统进行了分析对比。得出软水密闭循环冷却系统用于结晶器设备冷却比采用工业水敞开系统具有很大的优势,在延长设备使用寿命上,合理利用水资源,节约生产用水等方面,软水密闭循环冷却系统具有明显的社会、经济及环境效益。     

吸气式高超声速机体/推进一体化飞行器数值和试验研究

发展吸气式高超声速技术是实现可持续高超声速飞行(尤其是在大气层以内)的重要途径.吸气式高超声速飞行器为了获得良好的气动-推进性能,必须采用机体/推进一体化设计.笔者发展了针对一体化飞行器的气动力和推进力的划分体系和计算方法,发展了内外流数值计算软件.研究了机体/推进一体化设计的平头形高超声速飞行器在进气道关闭条件下的气动性能,并进行了试验验证;数值研究了进气道打开和发动机工作条件下一体化飞行器的气动-推进性能;研究了机体和推进系统的不同部件对飞行器气动-推进性能的贡献.     

飞机燃油系统闪电试验可燃气体配比研究

飞机燃油系统闪电试验中,可燃气体混合配比体积分数的轻微变化对气体的点燃能量和点燃概率有重要的影响。采用混合配比体积分数不恰当的可燃气体可能会导致闪电试验欠考核或过严考核,进而影响对闪电防护设计有效性的准确评估。采用高精度的动态气体配比调控系统搭建了可燃气体点燃试验验证台架,通过试验对不同可燃气体配比体积分数下的最小点燃能量及相关点燃影响因素进行了研究和分析。研究表明:采用 5.0%氢气配比体积分数的可燃气体可检出 200 μJ及以上能量的全部点火源,同时可避免闪电试验被过度考核,推荐进行优先选配;随着氢气配比体积分数的增大,可燃气体点燃所需的点燃能量逐渐降低;氢气配比体积分数越高,燃油系统闪电试验被过度考核的程度就越大;鉴于可燃气体燃爆冲击的安全影响,不推荐燃油系统闪电试验采用 6.5%及以上氢气配比体积分数的可燃气体。试验数据及研究结论可为飞机燃油系统闪电防护设计及闪电试验提供参考和指导。