发动机防冰系统浅析及展望

飞机在结冰条件下飞行时,发动机进气道前缘将结冰,进气道结冰对发动机的影响严重：进气道结冰引起流道面积减小,发动机进气流量减少,使发动机整体性能降低。若进气道内的冰层脱落,跟随发动机气流进入发动机工作叶片,打伤发动机工作叶片,轻则叶片损伤,重则发动机停车。国内外对航空发动机的防冰系统十分关注,防冰系统对发动机的工作安全起到重要作用。本论文主要研究航空发动机防冰系统的工作原理和未来发展方向。     

飞机进气道/发动机匹配安装结构设计

目前国内飞机进气道/发动机流场匹配试验工作还不够充分,外场试验时会发生发动机喘振故障。为开展飞机进气道/发动机匹配试验工作,需采用真实的飞机进气道与发动机联合试验。设计了一种飞机进气道地面卧式台架安装结构,经校核、使用,该安装结构满足安装、强度要求。     

工艺进气道密封技术研究

航空发动机工艺进气道的作用是把足够数量的外界空气以较小的流动损失导入发动机,在试验过程中应保证密封性能好。传统的密封方式能只能保证低温低压环境下进气道的密封;在高温高压环境下,由于材料等的缺陷无法保证。本文结合现有的篦齿封严结构,对进气道密封技术进行研究。     

航空发动机气路故障分析

航空发动机是飞机中的核心组成要素,发动机的性能状态直接关系到飞机的飞行性能以及安全性,所以对航空发动机的技术要求较高。一旦发动机发生故障,不仅会影响到飞机的飞行性能,而且会产生严重的安全事故。气路故障是航空发动机中比较常见的故障类型,一般有进气道故障、风扇和压气机故障、燃烧室故障以及透平故障等,任何一种故障的产生都会威胁到飞机的安全。所以通过对发动机气路故障类型进行分析,有助于制定出有效的防范措施,对提高飞机飞行的安全性具有重要的意义。     

基于地面台架数据的加力燃烧室出口参数计算方法

尾喷管进口总温和总压是飞行推力确定的关键参数,而带加力燃烧的发动机接通加力时,无法直接测量气流总温和总压,而常用的间接计算方法却需要足够精度的燃烧效率特性,为解决试飞单位缺乏燃烧效率特性的问题,本文通过使用不同的火焰稳定器阻力系数下加力燃烧室总压恢复系数与加热比和进口气动参数的关系曲线,利用尾喷管特性,结合能量守恒和流量守恒,迭代计算出加力燃烧室出口总温和总压。计算结果表明:本方法计算的加力燃烧室出口总温与测量值之间误差小于1.5%。该方法适用于带加力的涡扇发动机地面台架校准试验。     

汽车发动机转速测量与单缸功率平衡测试研究

本文在比较不同转速测量方法的基础上,设计了转速测量预处理电路与测量程序,实现了汽车发动机转速的精确测量,转速是发动机运行过程中一个重要的动态特性参数,对发动机工作过程的测试、监控、性能评价与故障诊断有重要意义,在精确测量转速的基础上,研究汽车发动机单缸功率平衡测试方法,通过微控制器发出指令,控制发动机点火系统,达到断缸测量转速降的目的,并分析各缸之间的转速均衡性,为发动机性能评价和故障诊断提供依据。     

动物奇兵防空

1983年3月2日,埃及国防部长巴达维及其随行乘一架苏制“米-8”直升机飞往与利比亚接壤的边境视察。飞机离开地面15米时发动机突然出了毛病,25秒钟后停止转动。近10吨重的飞机坠向地面,油箱起火爆炸,坐在客舱里的国防部长和埃及西部军区司令、参谋长、埃及工程兵司令、通讯兵司令等13名军界要员全部遇难。而此时,一分钟前为国防部长一行送行的人还没有离去。这起事故给埃及军方造成了惨重的损失,然而这并不是心怀叵测的敌人的阴谋,事故原因仅仅是一只飞鸟被吸入了发动机的进气道,鸟身被发动机压碎后阻碍了发动机的转动。世界上第一起造成人员…     

汽车发动机机体主轴承镀层硬度快速测量方法研究

传统方法在测量汽车发动机机体主轴承镀层硬度时,存在稳定性差、测量耗时长的不足,而且难以获得满意的测量精度。提出一种基于位置聚类的维氏镀层硬度测量方法研究,首先进行轴瓦的合金镀层制备实验,分析不同的镀液配方和控制参数对主轴承硬度快速测量的影响;提取维氏硬度测量压痕四周的边缘点,基于最小二乘法对压痕边缘进行归类和拟合,获取压痕的边缘直线,提高硬度检测的精度,实现对基体主轴承镀层硬度的快速测量。实验证明,提出的镀层硬度测量方法测量速度快、精度高、能够满足发动机整体检测的要求。     

以光学扫描为基础的航空发动机叶片部件检测技术

我国经济体制改革以来,航空发动机行业得到较快发展,其中提升航空发动机部件质量与性能尤为重要,特别是叶片,能够提高其型面数据的精确度。以此,为了实现叶片空间曲面零件尺寸的测量精度,并且在非接触式的光学扫描测量系统的基础上将其应用在叶片截面参数检测中。此种光学扫描测量系统主要是以三坐标测量机和三维光学表面划痕测量仪为系统平台,同时使用专业的检测软件,对叶身制定截面的几何参数测量与外观判定,以此能够对叶片精确测量,并且在此基础上还可进行全面的解决,以此为航空发动机行业的发展奠定良好的基础。     

浅谈一种发动机冷却系统水阻测量方法

发动机冷却系统流道复杂,阻力较难计算。本文提出了一种利用水泵性能台架对发动机水阻进行测量的方法,为发动机冷却系统及水泵的设计开发提供基础数据。     

航空发动机热电阻测温误差分析

温度参数测量精度在被试航空发动机试验中要求越来越高,热电阻测温是航空发动机飞行试验中使用较多的测量温度方式。本文首先介绍了影响热电阻测温的基本原理,其次分析了影响热电阻测温精度几点要素——接线方式、响应延迟、自身过电发热等,最后,总结如何避免这些因素影响的措施,提高热电阻测量精度。     

某增压发动机正时系统动态特性试验研究

为了评估某增压发动机正时系统动态特性,以AVL试验台架为基础,设计正时系统动力学试验,测量发动机在不同工况下正时系统受力以及振动情况。试验结果表明:正时链条张力随着发动机负荷增加而增加,在定轨侧链条张力比动轨侧张力大;在相同测试工况下,磨损的旧链条比新链条柱塞运动距离明显大;机油温度越低张紧器柱塞运动距离较小,不同发动机负荷对张紧器柱塞运动距离影响很小。该测试方法可以准确测量和评估正时系统振动频率,为发动机正时系统设计提供设计输入。     

西方学者对出口绩效研究的述评

在国际营销领域西方学者在对出口绩效的研究方面主要探讨了三个问题:出口绩效的测量、影响因素和决定模型。但由于该建构概念化、操作化和测量中存在的诸多问题导致了不一致和相互矛盾的实证研究结论。本研究旨在对过去几十年间西方学者对这一概念的研究进行综合性评述,并在此基础上提出研究存在的问题和未来研究的方向。     

涡扇发动机加力接通断开过程模拟

<正>飞行试验表明,军用发动机空中停车大部分发生在加力接通和断开过程中,若该过程中发动机参数变化不协调,可能导致发动机喘振甚至停车;同时主发动机转速变化量过大,还会引起转速控制回路发生振荡现象。航空发动机加力的接通和断开时会对主发动机转速控制系统形成扰动,加力过渡控制系统的设计目的为保证各部件参数之间的协调变化,为了保证接通/断开加力时主发动机的工作状态不受影响,理论上应保持加力燃烧室出口排气温度增加与尾喷管喉部面积增加相协调,但是在实际接通或断开加力的过程中,保证上述参数的严格协调变化难度较大。     

西方学者对出口绩效研究的述评

在国际营销领域西方学者在对出口绩效的研究方面主要探讨了三个问题:出口绩效的测量、影响因素和决定模型.但由于该建构概念化、操作化和测量中存在的诸多问题导致了不一致和相互矛盾的实证研究结论.本研究旨在对过去几十年间西方学者对这一概念的研究进行综合性评述,并在此基础上提出研究存在的问题和未来研究的方向.     

飞机油耗测试异常现象研究

<正>飞机发动机油耗是试飞测试的重要组成部分,通过分析油耗测量系统和测量原理,结合飞机发动机油耗参数测试经验,从不同角度分析了造成油耗测试异常问题出现的原因,提出了解决问题的思路和工作流程,最终找到了发动机油耗数据异常的原因。     

无人驾驶的米格-23战斗机穿越5国

1989年7月4日,在波兰利沃布热克市上空,驻地的苏联空军正在进行正常的行训练.7时18分,苏联空军上校斯库里金驾驶着米格-23飞向蓝天.当飞机上升到150米高度时,进气道突然发出爆炸声,同时发动机推力减小,飞机开始下沉.在不得已的情况下,根据地面塔台的指示,斯库里金跳伞逃生.然而,这架飞机并未坠地,而是鬼使神差般地突然自动升高,朝西南方向飞去.……     

声强技术在发动机噪声源识别中的应用

本文介绍了声强测量技术的基本原理,将声强技术与其它发动机噪声源识别技术相比较,并用于发动机噪声源识别中,为发动机的进一步降噪提供了依据。     

一种发动机性能参数衰退的估计方法

发动机性能参数是不能通过测量得到的,但性能参数却直接反映各部件性能状况,因此研究发动机性能参数变化很有实际意义。本文考虑两种情况,一种情况发动机测量参数个数少于待估性能参数,另一种情况是测量参数个数等于待估性能参数。对于前者,通过整体上假定各性能参数服从线性衰退趋势,建立非线性约束估计发动机性能参数;对于后者,本文设计一方法,基于发动机稳态模型,通过求解非线性方程组,估计部件性能参数。考虑这两种方法的不足,提出一种新的性能参数估计方法。结果表明,新的估计方法更为有效,结果与实际更相符。     

ELMO伺服系统在某控制中的应用

本文主要论述了Elmo伺服系统在进气道试验流量计控制中的应用。该系统通过CAN总线成功的完成了复杂的控制过程,简化了进气道试验流量计的控制过程,达到了预期的目标。