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411.
《燃气涡轮试验与研究》2014,(3):16-21
简述了某型航空发动机在地面试验时起动发电机输出轴断裂的故障现象,建立了发动机、起动发电机及其电气控制系统的数学模型。通过建模仿真分析了两个车台多次断轴的故障原因,明确指出1号车台起动电源特性恶化是断轴的主要原因;2号车台起动电源电压反馈选择不合理,使其电源特性与起动发电机、线路阻抗不匹配是断轴的主要原因。根据仿真分析结果,分别制定解决方案并付诸试验验证,原有故障得到排除,表明所建模型正确、仿真结果可信、排故措施有效。 相似文献
412.
413.
发动机引气问题是影响航线飞机放行的常见故障.本文从CFM56-3C发动机引气故障现象出发,通过排故的实际过程,系统分析了故障产生的原因,并提出了判断和排除此类故障的一般方法,对航线人员的排故思路有一定的指导作用. 相似文献
414.
《燃气涡轮试验与研究》2022,(1)
基于现有涡扇发动机,按涡轮冲压组合发动机技术验证要求,开展了基于成熟涡扇发动机改涡轮基的设计研究。根据涡轮基工作性能和技术要求,分析了改型设计的难点,并开展了涡轮基控制计划设计、高空大马赫数起动设计、超声速燃烧设计、低转速接通加力设计、全权限控制系统设计、燃滑油系统设计、高空封严设计和涡轮基与冲压级匹配设计。通过整机试验验证改型后发动机满足验证平台需求,并配装冲压组合发动机平台完成关键技术验证试验。对其他发动机的改型设计具备一定的工程参考价值。 相似文献
415.
波音737NG引气系统故障引起的发动机起动悬挂问题经常导致航班延误甚至取消.本文研究了波音737NG引气系统故障引起的起动悬挂原因.并提出了解决方案。 相似文献
416.
为了研究高超声速咽式进气道在非设计迎角以及低马赫数下的起动性能,利用流线追踪生成了设计马赫数Ma=7,具有8-7无粘基本流场(即俯仰平面内的斜激波由和自由来流呈8°夹角的斜压缩面产生;偏航平面内的斜激波由和自由来流呈7°夹角的斜压缩面产生)的咽式进气道,并对边界层修正前后的两种咽式进气道进行了数值模拟和高超声速风洞实验。实验观测和记录了各个来流条件下进气道模型唇口的激波系结构,测量了沿进气道模型上下壁面中心线从气流进口到出口的沿程静压分布。结果表明:迎角的增大和来流马赫数的减小都会对进气道的起动性能造成不利的影响,通过对咽式进气道进行边界层修正,可以提高进气道的总压恢复系数,减小内收缩比,从而扩宽进气道起动的马赫数以及迎角范围,对进气道设计有着积极的作用。 相似文献
417.
418.
为了研究二元高超声速进气道的自起动特性,针对一带前掠侧板的混压式二元进气道,在来流马赫数为4和3.5状态开展了风洞试验,利用反压系统实现了进气道的起动、不起动和自起动过程.分析试验结果可知,进气道在来流马赫数为4和3.5状态均可自起动,但在来流马赫数为3.5,2°攻角状态不能自起动.当反压过大引起进气道不起动时,侧板根部均存在分离包、分离激波并引起溢流.从不起动状态进气道的流场结构看,该二元进气道的不起动属于软不起动,其机理不同于经典的自起动理论.但是试验结果表明,进气道的自起动马赫数仅略低于自起动理论值.当内压段入口马赫数低于2.5时,采用经典自起动理论估算自起动性能仍具有较高的精度. 相似文献
419.
为研究舰面流场中直升机起动位置对旋翼瞬态气弹响应影响,通过CFD方法模拟得到舰面流场速度分布信息。旋翼动力学建模采用非线性准定常气动模型和中等变形梁假设,结合不同起动位置对动力学方程进行求解。结果表明:直升机起动位置越靠近舰艏和左舷,桨叶负向挥舞越大。在甲板中心1 m范围内,最靠近舰艏和左舷的位置负向最大位移可达159%旋翼半径,中心处负向最大位移仅为85%旋翼半径,源于靠近舰艏和左舷位置垂向气流变化梯度明显高于舰艉和右舷。研究表明舰面流场垂向气流变化梯度对旋翼瞬态气弹响应影响明显,改变直升机起动位置能有效降低旋翼瞬态气弹响应。 相似文献
420.