大功率涡桨发动机整机吞砂试验装置设计与研究

吞砂试验作为新型发动机设计定型必须考核项目之一,其主要考核涡桨发动机在吞咽砂尘后工作能力。但目前尚无针对大功率涡桨发动机吞砂试验需求的吞砂设备。针对此情况,设计了新型吞砂试验装置,重点研究了砂桶、进给运动机构、刮砂机构的设计方法,分析了混合器和分配器中砂尘的运动轨迹,对滚珠丝杆驱动能力和安装支架结构强度进行了校核,并且在涡桨发动机轴功率试车台完成了整机吞砂试验。试验结果表明:随着吞砂时间的增加,发动机功率衰减,耗油率增加,证明设计的吞砂试验装置满足发动机试验要求。可见该套吞砂试验装置结构设计合理,技术指标和结构强度满足要求,为航空发动机整机吞砂试验设备研制提供了设计参考。     

实验室砂尘颗粒冲蚀-腐蚀交替试验技术研究进展

 调研了砂尘环境、砂尘颗粒冲蚀相关的试验方法,着重对比砂尘流高速冲击试样方法的相同点和主要区别,确定了喷磨试验方法更适合开展压气机叶片、风扇叶片的冲蚀试验研究。冲蚀试验设计采用 GJB 241A-2010、GJB 242A-2018所示成分和粒度的砂尘,通过控制送砂速率和试验时间达到实际服役中压气机转子叶片、风扇叶片的砂尘作用量,当量发动机使用1年的砂尘冲刷环境。另外,采用砂尘颗粒冲蚀试验与GJB 150.11A-2009盐雾试验交替的方案更贴近实际环境。     

发动机自动化性能试验及标定系统

为提高发动机台架试验的自动化水平 ,开发了发动机自动化性能试验及标定试验系统。该系统的设计参考了国外先进系统的设计思想 ,在硬件集成方面 ,采用 GPIB(general purpose interface bus)接口总线将系统功能扩展 ;通过在系统中集成电控发动机标定开发装置 ,可实现电控发动机自动化标定试验。在软件系统设计方面提出了试验流程编辑器、模拟通道动态配置及采集通道动态配置等设计方案。在系统的设计中突出了灵活性和可扩展性的特点。该系统现已投入应用     

单燃料天然气发动机控制系统设计与试验研究

以单缸汽油机为对象，研制了天然气发动机单燃料电控喷射系统，进行了发动机供气系统设计、点火系统改进、空燃比优化、电控系统研制及发动机控制参数匹配试验等研究工作，试验结果表明，采用天然气电控缸内直喷技术可有效提高发动机的充气效率，使天然气发动机的功率基本恢复到原汽油机的水平。     

某民机燃油系统负加速度供油性能试验分析

根据中国民用航空规章第25部《运输类飞机适航标准》(CCAR-25-R3)的规定,飞机燃油系统应该在各种飞行姿态下满足发动机供油的要求。飞机负加速度飞行是飞机在紧急情况下所采用的应急措施,因此考核飞机在负加速度状态下燃油系统的工作情况是十分重要的。阐述了民机燃油系统负加速度飞行试验的方法、程序;并通过飞行参数、发动机参数,燃油系统参数对某民机燃油系统负加速度供油试验结果进行了细致分析,为民用飞机燃油系统负加速度供油性能试验积累了经验。     

电控机械式自动变速系统开发及试验

分析了影响电控机械式自动变速车辆起步、换档品质的主要因素.以长安之星微型汽车为载体,开发了电控液压式机械自动变速系统,制定了综合换档控制策略和离合器接合控制策略,并对影响离合器接合规律的相关因素进行补偿.提出了车辆起步、换档过程中发动机转速控制目标,采用电子节气门进行发动机转速控制,实现了起步、换档时对发动机转速的自动控制.进行了不同工况条件下样车起步、换档试验,试验结果表明所开发的自动变速系统具备了较为满意的控制效果.     

某型航空发动机自动测试系统研制

为解决某型航空发动机测试系统检测结果主观因素大、检测速度慢,损耗发动机使用寿命等问题,研制了该型航空发动机的自动测试系统.首先介绍了系统总体方案要求,分析了该自动测试系统的硬件总体结构并设计了高、低压转速信号,T1、T3、T6温度小信号等调理电路;其次归纳分析了动、静态检测流程,为模拟人工搜索过程确定了检测点位置,结合单因素试验0.618法提出了一种时序递增自寻优搜索算法,并阐述了该算法的基本原理;最后在发动机上进行了试验验证.试验结果表明:该自动测试系统硬件电路设计合理,信号采集准确,误差满足要求;软件流程设计合理,搜索算法快速准确,检测速度提高了约一倍,节省发动机的使用寿命.     

某天然气发动机重卡整车热平衡试验分析

以某天然气发动机重卡整车热平衡试验为例,重点介绍热平衡试验测试系统的搭建,包括车辆准备、传感器安装、测试方法以及数据的处理分析。通过发动机出水温度与环境温度的差值、中冷前后的空气温度和环境温度的差值等参数,对试验车辆冷却系统的散热能力进行分析和评价,为整车冷却系统的设计提供了有效的验证方法,对冷却系统的设计和开发具有一定的指导意义。     

基于虚拟仪器LabVIEW的发动机台架试验数据采集系统设计

发动机台架试验系统是测试发动机动力性、经济性、可靠性的必要手段,其自动化水平与测试精度能够直接影响试验数据采集及分析处理的准确性。基于虚拟仪器LabVIEW设计了发动机台架试验数据采集系统,硬件部分主要包括实现发动机转速、温度、振动等信息获取的传感器,以及匹配传感器的信号调理模块和数据采集卡;软件部分是基于虚拟仪器LabVIEW编写的数据处理与界面显示程序。调试运行结果表明构建的发动机台架试验数据采集系统能够实现发动机转速特性、负荷特性、振动等信息的准确采集并能在界面窗口直观显示,能够满足发动机性能测试过程中运转特性参数信息准确获取的需求。     

基于INCA的发动机电控ECU数据的开发

以某款电控高压共轨发动机为研究对象,对发动机电控ECU数据的开发过程进行研究.通过试验室座台试验完成柴油机配置定型、燃烧开发等性能试验及基础数据的开发.通过高温、高原、寒区发动机适应性试验,完成了适应三高环境的发动机电控数据开发,并通过多次数据精标,完成了该款柴油机电控ECU数据的定型.     

基于LTO循环航空发动机排气污染物NOx排放适航审定计算方法

 航空器要获得商业营运许可,必须取得适航证,适航要求是航空器安全飞行的最低法规性的保障,因此研究航空发动机排放适航审定方式是非常有必要的。为解决中国民用航空发动机测试数据处理方式中的技术难点,使飞机发动机排气污染物符合适航审定标准,参考国际民航组织(ICAO)颁布的“飞机发动机排放”条例的规定,设计了民用航空发动机排气污染物测量系统。测量系统的精度按标准规定用燃气分析测出的油气比与发动机实测油气比进行比较小于10%—15%的属于合格。本研究的测量值与发动机所测的油气比的误差小于7%,证明测量系统和测量技术是切实可行的。基于ICAO标准的起飞着陆(LTO)循环概念,采用ICAO计算方法得出航空发动机NO_x的排放指数。根据中国民航规章34部(China Civil Aviation Regulations,CCAR—34),验证得出航空发动机JT3D—7的NO_x排放符合现行的适航标准。根据ICAO计算方式,利用MFC开发了NO_x适航审定系统,可快速算出发动机NO_x排放指数,并可对发动机进行NO_x排放适航审定。     

涡轮基组合循环动力关键技术进展

 涡轮基组合循环发动机将是未来高超声速飞行器的主要动力装置，满足空间运载、高速运输、远程快速打击等任务需求，具备可常规起降、可多次重复使用、经济性好等优点。梳理了诸多航空强国关于涡轮基组合循环动力关键技术的发展脉络，分析了开展涡轮基组合循环发动机技术研究必须解决涵盖的模态转换、飞发一体化、超宽工作范围、耐高温、匹配性等诸多方面的关键技术瓶颈。结合国外先进经验，阐述了国内涡轮基组合循环发动机研究的建议，总结了必须解决的涡轮/冲压组合动力关键技术问题。     

民用航空发动机限寿件适航符合性方法

 针对中国民用大涵道比涡扇发动机型号取证的需要,开展发动机限寿件适航符合性方法研究.分析欧美航空发动机限寿件适航要求的安全目标,对AC33.70-1和AMC515发动机限寿件定寿方面的适航符合性要求进行读解分析.以典型航空发动机为例,研究了限寿件的判定方法,分析发动机限寿件适航审定过程中的关键环节,从发动机载荷谱制定、材料性能数据、安全寿命制定3个方面给出航空发动机限寿件适航符合性验证的关键流程和方法.参考国外设计标准给出限寿件应力分析和试验方案设计流程,给出限寿件寿命散度系数的获取方法.本研究为编制航空发动机限寿件的适航指南提供参考依据.     

视频内窥镜在航空发动机检测中的应用

介绍了视频内窥镜在航空发动机检测中的检测程序和内窥镜系统的正确使用,并在现场检测中进行了应用,取得了较好的效果。     

军用机场飞机中断起飞决断速度计算方法

对飞机在军用机场起飞滑跑过程中出现一发停车的中断起飞决断速度的计算方法进行了研究.提出用迭代搜索算法计算中断起飞决断速度,编制了一发停车中断起飞决断速度计算程序.对某型军用飞机在2种不同条件下的中断起飞决断速度进行计算,并与试飞结果进行比较,计算的中断起飞决断速度分别为71.8 m/s、76.6 m/s,相应的试飞结果为73 m/s、78 m/s,计算值与试飞值的相对误差分别为1.6%、1.8%.结果表明,迭代搜索法是计算中断起飞决断速度的准确有效算法.     

航空发动机排气污染物排放适航审定方法研究

 为解决中国民用航空发动机测试数据处理方式中的技术难点,使符合飞机发动机排气污染物的适航审定标准,参考国际民航组织(ICAO)颁布的“飞机发动机排放”条例采集污染物气体样本数据。基于ICAO标准的起飞着陆(LTO)循环概念,采用ICAO计算方法和美国车辆工程师协会(SAE)航空建议操作规程(ARP)计算方法得出航空发动机NO_x排放指数。根据中国民航规章34部(CCAR-34),验证得出航空发动机JT3D-7的NO_x排放符合现行的适航标准。     

开关磁阻电机的非线性解析模型及其在航空系统仿真中的应用

提出了开关磁阻电机的一个改进的快速非线性解析模型.该模型较好地兼顾了精确度及可快速计算性,并基于新一代的综合系统建模仿真工具——Dymola/Modelica对开关磁阻电机驱动系统建立模块化元件模型库.该模型库是作为航空动力系统元件模型库的一个子库,其建立充分利用了Modelica的非因果性特点,更好地解决了子系统耦合的问题,因此可重用性更强.最后给出了开关磁阻电机及其和航空发动机耦合的仿真实例,验证了模型的准确性以及本思路的可行性.     

高速飞行器空气涡轮发电系统仿真与评估

[ ]针对高速飞行器的高空发电问题，提出了一种以高温高压的冲压空气作为工质的预冷—两级膨胀的空气涡轮发电系统。采用理论分析计算与软件模拟仿真计算相结合的方法，建立了高速飞行器空气涡轮发电仿真模型，对空气涡轮发电系统进行性能分析，并采用起飞总质量法对发电系统进行评估分析。结果表明，高速飞行器在飞行高度30 km和飞行马赫数为6的飞行条件下，发电系统所需冲压空气0.0945 kg/s，在换热器处与JP-7燃油充分换热，使得涡轮前冲压空气温度降低至1196.36 K，保护涡轮不受高温损伤，同时发电系统可以稳定输出28.2 kW电量供用电系统及用电设备使用，此外，经换热后的燃油进入发动机，在很大程度上提高了系统的经济性。