某飞行台被试发动机引气负载系统设计

针对某飞行台某型被试发动机试验要求,设计研发了一套被试发动机引气负载控制及测量系统,介绍了该发动机引气负载系统的结构、控制方式及功能特点。该系统可实现对发动机各状态设计值范围内发动机的引气及控制监控,高低压级引气自动切换,引气量手动自动可调,其技术状态与装配原型机状态具有很好的一致性。

一种航空发动机引气负载系统的设计与应用

设计了一种用于航空发动机他机领先试飞的引气负载系统,详细介绍了该系统的总体布局、技术要求、工作原理和具体实施方案。整个系统主要由引气控制系统、引气流量测量控制系统、引气流量调节装置及限流文氏管等组成,通过测量控制系统,控制压力调节/关断阀和引气流量调节阀,测量、显示和记录流量测量装置获取的参数。地面试验和飞行试验表明,该系统工作时发动机状态稳定,且能满足发动机不同功率下的流量需求。

辅助动力装置的稳态和过渡态特特性性试试飞

由于直升机本机负载消耗能力有限,在原装机条件下无法对某型辅助动力装置(APU)按照研制总要求规定的性能指标进行全面的试飞验证,针对该问题本文详细设计了一种基于加装电负载装置和原机引气负载的辅助动力装置稳态和过渡态特性试飞方法,并开展了引气负载、电负载以及组合负载下的辅助动力装置稳态和过渡态特性试飞。试飞结果表明,该型辅助动力装置在各稳定工作状态和负载加、减载过渡态过程中工作稳定,参数跟随良好,转速控制精度满足GJB 3971要求;采用电负载装置和本机引气负载相结合的方法将辅助动力装置试验排气温度增幅提高了100℃以上,有效拓展装机状态下辅助动力装置稳态和过渡态特性的可试功率状态上限和功率变换范围。