航空发动机低压涡轮出口温度标定方法研究与应用

在航空发动机试车过程中,针对数字电子控制器采集低压涡轮出口燃气温度(T)6高于试车台数采系统采集值的现象,进行了多轮测温试验,并结合T6测温原理、热电偶及补偿导线电气特性等,提出了从数字电子控制器电路板终端进行温度标定的方法,以确保在发动机实际试车过程中控制器测量的T6值更接近真实温度。试验结果表明:在航空发动机试车中采用在数字电子控制器T6采集电路板的补偿导线终端进行标定的方法后,由数字电子控制器与试车台数采系统采集的T6值相差1℃以内,证明该标定方法准确可行。

燃气轮机涡轮出口温度受感部故障分析与改进设计

详细介绍了某型燃气轮机低压涡轮出口温度受感部设计、技术改进和随机验证等情况。通过对受感部的内部结构、故障、使用环境等进行分析,给出了影响受感部寿命的重要因素,并提出燃气轮机长寿命受感部的改进设计方法。结果表明:改进设计的低压涡轮出口受感部的使用寿命由原几十小时延长至上万小时。

基于FTA方法的燃气轮机涡轮出口温度场不均故障诊断

本文基于故障树分析(FTA)方法以某型燃气轮机发电机组并网发电过程中,涡轮出口温度场出现不均匀现象为顶事件,建立故障树,通过设计复查、质量复查、孔探仪检视和机理分析对故障树底事件进行逐一排除,并对比排故措施贯彻前后涡轮出口温度离散度,最终确定天然气含水引发喷嘴结垢是导致涡轮出口温度场不均的原因。

航空发动机涡轮燃气出口温度测量系统的研究

本文基于航空发动机涡轮燃气出口温度高、要求准确度高的特点,设计了基于热电偶的测温系统,主要应用C8051F340单片机作为核心处理器,热电偶以及补偿电路的电势经过外围放大电路处理后送至高精度24位AD转换芯片AD7714中,AD7714将转换后的数字信号传给单片机,根据热电偶分度表采用查表法得到温度值,由数码管显示,实验验证了这种温度测量系统具有很高的准确度,误差小,电路简单,实用性强。

航空发动机低压涡轮出口温度评定方法研究

针对发动机地面台架试车状态与装机状态的低压涡轮出口温度测点具有差异,可能致使发动机装机状态温度测量结果不准确,文章提出了基于径向位置的数据评估方法。在相同发动机技术状态下,通过录取发动机中间状态数据,获取不同台架T6和机载T6-D布置方案下的出口温度。对发动机低压涡轮出口温度场校准,结果表明该型发动机温度场一致性好,高温区位于径向中间区域,沿径向发动机轴心方向和外涵方向温度均降低,沿周向有高温区,台架各个测点温度一致。以此温度场为基准研究机载测点完全代替台架测点后,通过改变机载测点插入深度,获得了台架均值与该深度真实温度均值相等的机载插入深度。

套筒配合间隙对燃烧室出口温度场品质的影响

为了研究燃烧室头部涡流器套筒与冷却片配合间隙对燃烧室出口温度场品质的影响规律,分别针对0.1mm,0.15mm及0.2mm三种不同间隙宽度情况进行了燃烧室性能试验研究,并采用数值模拟方法对其影响机理进行了分析。结果表明,通过间隙的环状射流对涡流器旋转射流方向、燃烧室主燃区流场结构以及燃油质量分布均有较大影响。随着间隙宽度增加,燃烧室出口温度分布系数增加了29%,径向温度分布曲线的高温点向叶根方向的移动距离超过10%叶片高度,燃烧室出口温度场品质急剧恶化。

燃烧室出口温度场多维度分析的方法研究

为深入挖掘燃烧室出口温度场试验数据中所隐含的内在信息,基于数理统计理论和燃烧室出口温度场的分布特性,总结归纳了大量温度场数据的分析方法。并通过联机分析处理(On-Line Transaction Processing,OLAP)技术的思路形成涵盖整体、局部、微观、动态4个维度的温度场数据分析体系。并以某燃烧室的出口温度场数据为例阐述了该分析方法的内涵,使该温度场数据被多角度、多侧面、多层次的考察分析,验证了该分析方法的有效性。最后对多维度分析方法在温度场特性研究、无量纲化的比较、差异的量化分析等方面的应用进行了初步探索。

因P30问题引起遄达1000发动机空中停车可能性的分析

P30管路在巡航阶段结冰后会产生错误信号,因此飞机可能在巡航或下降阶段出现发动机空中停车,本文对此可能性的原因进行了分析。

美苏第二代战斗机用发动机结构设计对比

20世纪50年代,美苏两国均发展了大批军用飞机,包括战斗机、轰炸机、军用运输机与侦察机等,相应的发动机型别也较多。通过比较分析其典型结构设计,可以大致判断出美苏第二代战斗机发动机的不同特点。