某型燃气涡轮起动机空中起动试验

为验证原本只为在地面起动发动机而设计的某型燃气涡轮起动机的空中辅助起动性能,在飞行试验台上,对其进行了空中辅助起动试验。与在地面起动发动机时的参数进行比较,得到了有意义的结论,掌握了其在空中工作时参数的变化规律,为提高该型燃气涡轮起动机空中辅助起动性能提供了依据。

燃气涡轮起动机高空台高空起动试验研究

介绍了某型燃气涡轮起动机在高空台进行高空起动试验的安装方式、试验条件和试验方法,并对高空起动试验结果进行了详细分析。研究表明,通过增加起动加速供油量与起动电机功率,可有效扩展燃气涡轮起动机的高空起动包线,且起动机的冷机时间对其起动特性有着显著影响。同时,在此类起动机高空台试验中,应对滑油管道提供相应的保温措施,以保证起动机在低温环境下的冷机过程中,滑油温度不至于过低而影响起动。

基于CVI燃气涡轮起动机试车台测试系统实现

讨论了某型燃起涡轮起动机试车台测试系统的开发;系统硬件以PC-7483板为核心;软件采用WINDOWS环境下的CVI语言编制而成;对涡轮起动机主要技术参数进行实时监控,自动完成测试、数据处理、并动态显示地面试车数据。

某型燃气涡轮起动机空中起动调整试验

利用某型燃气涡轮起动机进行空中辅助起动发动机试验,以期突破其仅用于地面起动发动机的限制,扩展起动机及发动机的起动包线。试验中通过对起动机供油规律的不同方式调整,获得了一定的起动机空中起动调整规律,并保证了该型起动机在5 km及以下高度成功起动。本文的研究工作对于起动机设计、试验及发动机空中起动研究具有一定的工程实用价值。

燃气涡轮起动机减速器离合器弹簧断裂分析

燃气涡轮起动机在返厂大修试车后检查发现减速器超越离合器的弹簧有3处断裂。为分析弹簧断裂的原因,对故障件进行外观形貌与裂纹检查、电镜观察、样件对比和金相组织检查,并通过建模对弹簧U形弯出现挤压尖角时应力集中系数进行分析,得出结论:弹簧断裂的失效模式是过载断裂,弹簧断裂的原因是弹簧冲压模具R转接处过渡不良、模具调整定位不准确、冲压工艺存在受力不均造成弹簧冲压成型时R转接外圆处产生原始裂纹损伤,在后续磨合试车中应力作用下发生过载断裂。通过对离合器的组成和原理分析,对弹簧断裂造成的危害性进行深入分析,明确了处置措施,有效地解决了弹簧断裂故障。

某型燃气涡轮起动机改进设计与数值计算验证

为提高某型航空发动机燃气涡轮起动机的输出功率,重新设计了其离心压气机;为验证新型压气机的匹配性能,进行了压气机/涡轮共同工作的全三维数值模拟研究。结果表明,在设计状态下,新型压气机性能有所提高,起动机输出功率提高近13%。

某型燃气涡轮起动机涡轮级与喷管一体化三维流场数值计算

通过三维N-S方程,对某型燃气涡轮起动机涡轮级和喷管内部的三维流场进行了数值模拟计算,分析了通道内的涡系产生和流动分离,揭示了该涡轮级和喷管内部流场的物理特征,为该起动机的改进设计提供了理论依据,并为整机的数值模拟奠定了基础。

燃气涡轮起动机离心叶轮叶片断裂分析

燃气涡轮起动机长试到某一阶段,分解检查发现离心叶轮排气边叶片断裂。采用外观观察、断口宏微观观察、组织检查及硬度检测等方法对该断裂叶片进行原因分析。结果表明:离心叶轮排气边叶片断裂性质为高周疲劳,可能与叶盘振动有关。对离心叶轮进行振动特性计算,绘制用于振动分析的坎贝尔图,经分析,离心叶轮在设计转速附近存在高阶高频耦合共振、激振载荷较强,两者共同作用导致叶片断裂。

燃气涡轮起动机系统故障分析

燃气涡轮起动系统直接影响飞机发动机的起动 ,针对其多发性故障 ,着重对燃气涡轮起动机系统的原理进行研究。分析引发故障的各种原因 ,得出查找、排除故障的一般方法 ,对一线维护保障、理论研究有一定的指导意义和参考价值。

某燃气涡轮起动机高空起动供油规律试验研究

发动机起动过程十分复杂,发动机进气温度和压力直接影响发动机能否成功起动。通过起动规律试车台可以研究发动机的起动过程,找出起动过程最佳供油规律。以某燃气涡轮起动机为对象,研究其起动过程,通过调节燃滑油泵调节器参数,改变起动过程燃油流量,从而得到理想的起动性能。试验结果表明,通过调节供油规律,起动机在6 km模拟高度低温环境下能成功起动,且起动时间符合要求。

某型燃气涡轮起动机点火爆燃研究

国产某型燃气涡轮起动机是一种带自由涡轮的小型涡轴发动机,在外场使用中多次发生起动点火时爆燃,爆燃对起动机危害极大。通过分析起动机爆燃产生的机理,根据现场实际情况对可能引起爆燃的因素逐项排查,确定爆燃发生具体原因,采取相应措施排除故障。

涡轮导向器喉道尺寸对燃气涡轮起动机性能的影响

以某燃气涡轮起动机的燃气涡轮导向器为研究对象,采用试验及数值模拟方法研究了燃气涡轮导向器喉道尺寸对燃气涡轮起动机整机及部件性能的影响。针对A、B、C型三种燃气涡轮导向器(喉道平均外径分别为111.27、111.94、112.34 mm)的试验研究结果表明:C′型燃气涡轮起动机较A′型燃气涡轮起动机,正常起动时间缩短14%,失效起动输出轴脱开转速升高7.1%,最大输出功率增加11.6%,起动机性能显著提高。数值结果表明:C″型较A″型涡轮级流量增加3.6%,动力涡轮最大输出功率增加12.2%,动力涡轮功率增加归因于流量增加、温度增加、温降增加的叠加效应。总之,燃气涡轮导向器喉道外径通过影响涡轮级性能改变了燃气涡轮起动机整机的匹配特性,使整机性能存在一定的分散性。

离心叶轮圆钝型叶片前缘对燃气涡轮起动机性能的影响

本文以某燃气涡轮起动机的离心叶轮为研究对象,首先采用试验方法研究了加工导致的圆钝型叶片前缘(圆弧过度的钝头前缘)形状对燃气涡轮起动机整机性能的影响,进一步采用CFD数值仿真方法对原模型(Ⅰ型)及两种圆钝型前缘(Ⅱ型、Ⅲ型)离心压气机部件的性能进行了对比研究。研究结果表明:离心叶轮叶片的圆钝型前缘使起动机整机的正常起动时间增加11.6%,失效起动输出轴脱开转速降低10.7%,最大输出功率减小16.8%,起动机性能显著下降;圆钝型叶片前缘导致压气机的堵塞流量下降,最高压比下降,峰值效率下降,主要归因于离心叶轮叶片附面层损失及尾缘流动损失增大。

起动机用小型燃气涡轮内流场分析

为了提高燃气涡轮起动机的功率,了解燃气涡轮设计点的气动参数以及内部流场结构。应用开发的三维粘性程序来求解简化的雷诺时均N-S方程,用粘性体积力方法模拟粘性的影响。控制方程采用基于H型网格的有限体积中心格式进行空间离散。计算结果表明该程序能够很好地预测透平机械内流场,该涡轮级通道内部整体流动状况良好,只是在叶尖处存在局部气流分离和再附现象。

某型燃气涡轮起动机试验台测控系统设计

针对某型航空燃气涡轮起动机地面试验,开发了集数据采集、分析、监测、保护、储存、显示、数据回放和试验数据报表生成的起动机试验台测控系统。该测控系统硬件采用西门子公司的可编程控制器PLC,软件采用西门子STEP和基于虚拟仪器技术的Labwindow/CVI进行设计,具有工作稳定可靠,操作简单,方便维护等特点;实际应用表明,该系统满足试验要求,运行良好。

小偏差法在某型燃气涡轮起动机整机性能分析上的应用

燃气涡轮起动机作为现役大部分军用航空发动机的起动装置得到了广泛的应用。与其他类型的航空发动机一样,燃气涡轮起动机在新机设计和整机调试时,也经常会出现由于某种未知原因而导致整机性能不达标的问题。针对这些问题,国内发动机厂商经常采用的解决方法是通过串装试车即排除法来一步步地查找原因。例如,分别更换以往性能达标的离心压气机、径向扩压器、火焰筒、导向器等影响整机性能的主要零部件,

某型燃气涡轮起动机轴承压板端面异常磨损问题分析

某型燃气涡轮起动机（以下简称起动机）在试车后分解检查发现轴承压板端面与轴承外环接触位置有严重的滑动磨痕和金属粘结剥落现象（见图1）。

空气涡轮起动机在航空发动机上的应用

航空燃气发动机需要配套起动相关的部分,民航及国外一部分军用航空燃气发动机采用空气涡轮起动机,国内军用航空燃气发动机大都采用燃气涡轮起动机,随着航空发动机技术的成熟越来越多的国内军用发动机也会逐步采用空气涡轮起动机替代燃气涡轮起动机。本文对航空燃气发动机起动原理进行分析,主要对空气涡轮起动机的应用与结构进行简要介绍,使读者对空气涡轮起动机的结构与工作过程进行了解。