某型燃气轮机燃油及叶片角控制系统方案与仿真

提出了某型燃气轮机燃油及叶片角控制系统方案,阐述了其工作原理,建立了其仿真模型,并进行了对其动态特性的仿真研究。仿真结果表明,该系统方案设计合理,可以满足某型燃气轮机台架试车使用要求。     

航空用600℃高温高压导管连接快卸卡箍组件试验与评价研究实践

以GJB 3579-2015《高温高压管路连接卡箍通用规范》为验收标准，对3个批次典型规格600℃高温高压导管连接快卸卡箍组件从外观质量和尺寸、关键功能性能、环境适应性、疲劳寿命等多指标角度试验研究出发，验证其是否满足标准规范的要求；并采用“过程能力指数法”对获取的各项试验结果数据进行稳定性分析和评价。     

民用航空器燃油系统结冰适航审定符合性验证研究

鉴于适航规章29.951(c)对民用航空器燃油系统提出了燃油结冰的合格审定要求，对该条款对修订历史和形成背景原因进行研究，结合型号审查经验，深入解析了条款要求，并对燃油系统结冰适航性设计及符合性验证的的关键要素进行了思考和阐述，对于型号审定工作有一定的指导作用。     

超声速飞行器综合热管理系统优化设计

针对飞行器超声速巡航时遭受机体外部气动加热与辐射换热的情况，提出了一套综合考虑燃油系统、冲压空气与消耗性冷却剂制冷系统及热防护系统的超声速飞行器综合热管理系统；针对典型的超声速飞行包线，基于二阶多项式响应面代理模型技术，以热防护层厚度、回油质量流量以及消耗性相变冷却剂质量流量为设计变量，以燃烧室进口燃油温度为约束条件，以变量引起的起飞重量增量及其燃油质量代偿损失最小为设计目标，采用自适应模拟退火算法对综合热管理系统进行了优化设计。结果表明：采用二阶多项式响应面代理模型计算的结果与仿真计算结果的误差低于2%；在本文选取的设计变量取值范围内，最优方案倾向于热防护层厚度和冷却剂质量流量取最小值而回油质量流量取中间值，且最优方案较第一组初始方案就目标函数而言减重约16%。     

航空发动机燃油控制装置可靠性研究综述

航空发动机燃油控制装置是航空发动机的核心控制单元，长期服役在高温、高压、强振的恶劣环境，在航空发动机外场使用中故障率占比高，产品的寿命及可靠性是当前制约我国装备能力提升的短板。本文总结了当前燃油控制装置的典型故障类型，对比分析了国内外在燃油控制装置可靠性设计与分析技术、可靠性优化技术、寿命试验技术及可靠性评估技术方面的研究进展；剖析了我国燃油控制装置可靠性技术研究及应用方面的不足及原因，同时结合航空发动机正向研发体系建设需要，指出了航空发动机自主创新设计中燃油控制装置性能及可靠性一体化设计所面临的技术难点和挑战，并立足于现有国内设计水平及工业基础，给出了夯实我国航空燃油控制装置设计能力需开展的基础性研究建议。     

赛峰集团将在2035年左右推出新一代发动机

赛峰集团正在与GE公司共同研发下一代发动机技术,新技术能够降低20%以上的燃油消耗,预计在2035年左右投入使用。为寻找高效减排的“可持续”解决方案,赛峰集团正在研究“颠覆性技术和颠覆性架构”,力求达到燃油消耗和排放的降低效果更为“显著”的要求。未来几年,集团研究和技术开支的75%都将用于实现“绿色航空”的目标。     

舰载涡扇发动机高低温起动试验与分析

为验证某舰载涡扇发动机在高低温环境条件下起动特性,基于高低温起动验证试车台,通过模拟高低温进气和保温条件,开展了采用RP-3燃油和RP-5燃油的涡扇发动机高低温起动性能对比试验。分析了不同环境温度下发动机起动点火性能的变化规律;对比了不同环境温度、燃油种类、转速上升率对发动机起动性能的影响。试验结果表明,大气温度由60℃下降到-20℃,主燃烧室供油到点着火时间延长约1～2 s;在-20～60℃内,采用RP-3和RP-5两种燃油,发动机起动性能基本一致;给定转速上升率降低0.1%/s,低温起动时间延长0.01～0.06 (相对值),在高压换算转速n_Hcor=0.3～0.5 (相对值)转速范围内,反馈转速上升率与给定上升率最大差异为28.2%;整个起动转速范围内,主燃油供油流量最高下降10.8%,燃油总管压力p_f与高压压气机出口压力p₃₁之差最高下降10.1%。     

关于军用飞机空中失火的探讨性试验研究

在假定燃油泄漏的情况下,发动机加力燃烧室外侧二次流通道内存在失火的可能性。不同的喷油方式,不同的喷油量和不同的二次流速度对失火有一定的影响。本试验研究对飞机空中失火的故障分析有一定的帮助。