涡轮风扇发动机接通加力过程的数值模拟

发展了一种低涵道比混合排气加力涡轮风扇发动机接通加力时的数值模拟方法。该方法考虑混合室加力燃烧室、主燃烧室和外涵道的容积效应,风扇、压气机、高压和低压涡轮等部件的特性,加力燃烧室供油管的充油时间。以混合室加力燃烧室、主燃烧室和外涵道3个容积室的动态方程为基础,用很小的时间步长逐渐逼近,计算不需要迭代,速度快,精度满足工程要求。

涡扇发动机接通加力过程对主机工作稳定性影响的试验研究

分析和讨论了涡扇发动机接通加力过程对主机工作稳定性产生影响的现象和原因,包括加力外涵接通过程引起低压转速降低明显、加力振荡燃烧引起转速和排气温度摆动明显、加力供油量不合理引起发动机喘振、加力供油和尾喷管喉道控制不匹配引起发动机超转等。研究成果对于加力接通试验过程的安全保障、试验规范或要求的细化及加力系统的改进完善都有重要的参考价值。

某涡喷发动机接通加力改进方案高空模拟试验研究

介绍了某涡喷发动机在ＣＳ－０１高空台做接通加力改进方案高空模拟试验研究的情况。经高空台试验调整后，发动机在三种空中中间状态以及三种空中慢车状态全部都能接通加力，并且火焰稳定，发动机工作正常，为装备该发动机的飞机进行空中试飞、接通加力，提供了依据和安全保障。

点火燃油流量对发动机加力接通结果的影响

作为加力接通控制逻辑中较为重要的影响因素,加力点火燃油流量直接决定了发动机接通加力的可靠性。特别是在高空小表速区域,进气流量较小,为了得到合适的油气比,需要对加力点火燃油流量进行精确调节。某型涡扇发动机利用燃油流量特性线控制加力点火燃油流量,并利用飞行试验在高空小表速区域针对多种试验方案进行了对比验证试飞。试验结果表明:流量特性线可以在高空小表速区域精确调节发动机加力点火燃油流量;较小的加力点火燃油流量可以提高加力接通可靠性,但会影响小加力状态的工作稳定性。

喷口前馈线对航空发动机加力接通结果的影响

为防止加力接通过程中因喷口过小导致发动机喘振,某型发动机借鉴国外经验设置了喷口前馈线。分析了喷口前馈线的控制原理及设计特点,并结合实际试飞数据对同一加力接通逻辑下不同喷口前馈线对加力接通结果的影响进行了对比研究。结果表明:当控制系统正常工作时,喷口前馈线不参与喷口的实际控制过程,且不会对加力接通结果产生较大影响;但当喷口给定故障时,喷口前馈线可保证发动机安全工作。

基于PCA方法的涡扇发动机加力接通和稳定工作能力研究

基于PCA方法对某型国产涡扇发动机加力接通边界进行了分析研究,提取了加力燃烧室进口气动综合表征参数,对发动机加力一区(点火区)供油量进行了计算,建立基于气动综合表征参数和供油量的加力接通、稳定工作特性。分析了飞行试验数据。结果表明:该方法能够准确评估加力接通难易程度、预测发动机加力接通能力,可为加力接通边界潜力挖掘提供理论支持,对提高试飞安全、控制试飞风险、试飞预测评估有重大意义。

某型发动机加力接通延迟故障与分析

某型航空发动机在台架试车过程中多次出现加力接通延迟故障,本文主要介绍了该发动机加力燃油系统、喷口控制系统和加力接通电气控制系统的功能,重点描述加力接通过程的工作原理。根据其工作原理分析了产生该故障的可能原因,在此基础上对控制加力接通的电气系统进行了有针对性地分析,查找并排除了该故障。

发动机喷口面积对加力接通影响的试飞研究

为了研究涡扇发动机喷口面积调节对高空加力接通的影响,开展了飞行试验研究。试飞中出现在加力起动阶段点火成功后,喷口面积放大不足导致风扇后压力急剧增高,发动机主动退出加力,在加力点火成功后增加加力燃油流量时,喷口面积过度放大使得加力燃烧室压力较低而熄火。通过调整喷口控制参数,提高加力点火阶段尾喷口面积放大程度,提高了加力接通性能;通过降低在供油量增加时刻的尾喷口面积放大程度,加力燃烧室能够持续稳定燃烧。试验结果表明:对尾喷口面积控制规律的调节显著提高了发动机的加力接通能力,对于其他涡扇发动机的加力接通设计与改进具有一定的借鉴意义。

关于某型发动机断应急放油时加力信号灯闪烁故障分析

某型发动机在断开应急放油开关后,出现接通加力信号,此故障涉及发动机调节系统较多,故障较为典型。本文主要通过对该型发动机应急放油系统和加力起动系统的工作原理进行分析研究,总结能够影响应急放油系统工作的主要因素,提出解决故障的方法,提高排故效率,同时也为以后该类型故障的排除提供帮助。

某型航空发动机加力接通延迟故障分析

针对某型航空发动机加力接通延迟故障,根据发动机加力状态控制计划和调节规律,建立了以"加力接通延迟"为顶事件的故障树与故障处理流程图进行排故,有效提高了排故效率和试车合格率。

某型发动机喷口收放故障分析与排除

针对某型发动机在地面试车时发动机进入最大状态后放喷口的一次意外故障,结合喷口调节系统的原理和调节过程,分析可能的故障原因,并采取相应的排故措施进行验证,最终排除了故障。