船用柴油机起动空气管系零部件设计分析

根据MAN、Wrtsil柴油机起动空气管系零部件的设计特点,重点阐述起动空气管系的设计压力、管子选用、法兰选型、压力试验和防爆片设计计算,并对起动阀螺母拧紧方法及起动空气管系安全装置进行了分析,提出了起动空气管系设计的一些注意事项。

基于PLC的空气起动机控制系统

传统的空气起动机控制系统主要通过硬件仪器来实现,存在操作复杂、精度低、功能难以拓展等缺点。基于LabVIEW软件开发平台,结合传感器、信号调理器、数据采集卡等硬件设备,开发了一套先进的空气起动机控制系统。该系统能够对空气起动机的主要参数进行监测,同时也可以控制空气起动机的辅助设备进行相应的动作。实验表明,系统操作简单、性能稳定、功能易拓展,对提升空气起动机的工作效率、生产效益和工作安全具有一定的意义。

空气涡轮起动机包容性数值仿真与结构优化设计方法研究

运输类飞机适航条款明确规定空气涡轮起动机等含高能转子的设备必须具备足够的轮盘破裂包容能力,但国内相关单位普遍缺乏空气涡轮起动机包容结构的正向优化设计方法。为解决该问题,本文采用有限元数值仿真方法开发出多参数优化的自动化计算软件平台和流程,通过建立包容环结构的多参数实验设计(Design of Experiments,DOE)样本数据库,根据样本数的优化结果构建Kriging近似模型,并利用有限元计算获得最优的结构设计参数。该方法选取U形包容环截面的厚度δ,槽宽a,槽深h和槽缘宽s等参数进行优化,采用数值仿真和试验验证相结合的方式进行对比分析。结果表明,优化后的包容环径向变形量可达到29.7%,相比于优化前的18.9%具有明显提升;优化后的包容环径向变形更充分、吸能效果更好,在相同包容性条件下减重效果高达38%。通过采用本文提出的结构优化设计方法,实现了某型空气涡轮起动机包容环的正向优化设计,该方法可用于在役空气涡轮起动机包容环的优化与新型号空气涡轮起动机包容环设计。

基于压缩空气起动的柴油机瞬态特性仿真研究

利用一维仿真软件GT-Power建立大功率船用柴油机稳态模型,在此基础上对系统进行改进,增加高压气瓶、管路、空气分配器、起动空气阀模块,构建基于压缩空气分配器起动的柴油机起动过程瞬态模型,并试验验证2种模型的准确性。系统分析了环境压力、滑油温度和起动系统参数等对柴油机起动过程性能的影响,结果表明,该压缩空气系统驱动柴油机起动时间为2.6 s,能够实现连续6次起动,满足柴油机起动性能要求;选取压缩空气压力为30 bar、气瓶容积为350 L、空气管路直径为36 mm、供气起始角为-5° CA能够有效提高柴油机起动性能;从100%负载突加突卸计算结果来看,该柴油机瞬态调速率达到4.67%,不超过5%的指标要求,转速恢复到额定转速±2%的恢复时间增加至0.57 s,满足指标要求。

空气涡轮起动机异常振动诊断的STFT分析

采用短时傅里叶变换分析方法,对某型空气涡轮起动机在交付前试验流程的起动过程振动响应进行非平稳特征分析,有效识别振动幅值偏大,判定异常振动,避免其交付后出现振动故障。通过对比空气涡轮起动机起动过程的正常状态与振动异常状态的短时傅里叶时频谱分析,获得异常振动的时频谱特征,对导致异常的零部件和装配因素进行了分析。结果表明:将短时傅里叶变换应用于空气涡轮起动机起动过程的振动信号分析能够对振动的非平稳特征进行有效识别。

超高转速空气涡轮起动机转子临界转速研究

某型航空用超高转速空气涡轮起动机在研制周期内时常出现涡轮转子在通过二阶临界转速时整机振动异常的情况。基于实体模型的有限元分析方法,对其涡轮转子系统进行建模,分别利用分析软件和专用动力学软件计算涡轮转子系统的临界转速,并与大量的试验结果进行对比,分析计算与试验结果的差异原因,从正常工作转速、转子支撑结构设计等方面对该航空用空气涡轮起动机实现临界转速合理设计提出优化建议。

空气涡轮起动机包容性试验方案设计分析

空气涡轮起动机在设计过程中,需要进行包容性试验。试验前设计了转子转接段工装,并进行了强度校核。对壳体处理方案以及轮盘切割槽方案进行了分析,预制了涡轮转子切割槽,其径向长度为20.1 mm,周向角度为90°。采用触发线和振动超限2种方式触发试验台停机,然后设置试验参数,在试验台上进行了包容性试验。结果表明转速为121060 r/min时,涡轮转子的轮盘可三等分破裂并逐渐向外甩出,同时包容环保持包容状态。试验结果验证了所提出的切割槽方案满足包容性试验要求。研究结果可以为空气涡轮起动机包容性试验方案的设计提供参考。

空气涡轮起动机优化设计和匹配特性

为改善某型空气涡轮起动机的性能,并使其与辅助动力装置的引气特性匹配,采用数值仿真和试验相结合的方法,开展了某型空气涡轮起动机气动性能和流场细节的研究,并完成了导向器和涡轮级叶型优化设计,改型后涡轮流量增大了23.2%,效率提升了3.4%,功率增加了18.0%。数值仿真和试验结果的对比表明,流量整体差别较小,波动范围在±3%以内,均值为0.17%;功率差别最大为2.38%,最小为0.1%,符合性较好。数值仿真结果表明,空气涡轮起动机改型后与辅助动力装置的引气特性线存在共同工作点,实现了两者的匹配工作,改善了辅助动力装置的工作状况。

涡轮气动设计对空气涡轮起动机自由运转转速的影响分析

为控制空气涡轮起动机自由运转,减少自由运转转速过高对空气涡轮起动机结构重量及安全运行带来的不利影响,开展了涡轮气动设计对空气涡轮起动机自由运转转速的影响分析,提出通过控制来流攻角降低自由运转转速的气动设计方法,识别了影响来流攻角的四个主要因素:叶片构造角、反力度、载荷系数和流量系数。结果表明:来流攻角对自由运转转速具有非常明显的影响,通过选择合适的气动参数,可有效提高峰值功率转速下的负攻角,增强大转速状态下的转子攻角损失,进而降低涡轮自由运转转速。进一步,整机试验结果证明,采用本文提出的设计方法,优化后的涡轮在峰值功率基本不变的前提下,峰值功率转速降低17.8%,自由运转转速可降低近20%。

航空用空气涡轮起动机涡轮动力学特性分析

涡轮作为空气涡轮起动机的最核心组件,其动力学特性影响整个起动机。通过有限元商用软件建立空气涡轮起动机整机有限元模型。减速系统中的双联齿轮部件被等效简化为两个质点间的弹簧连接,弹簧的刚度等于通过威伯-班纳斯切克模型计算得到的齿轮啮合刚度。基于起动机模型进行涡轮临界转速计算和不平衡响应分析,得知该型空气涡轮起动机在加速阶段会经历涡轮两阶临界转速,并确定实际不平衡量激励下的响应大小,为涡轮优化设计以及振动控制提供技术依据。

科研试车台空气起动系统关键技术研究及应用

科研试车台是航空发动机研制过程中重要的试验设备之一,其空气起动系统用于在空气起动的发动机开展起动试验时将一定压力和温度的压缩空气,通过起动空气阀,进入空气涡轮起动机,并稳定一段时间,直至起动机自动脱开。空气起动系统在起动试验中扮演着关键角色。现对科研试车台起动空气系统的空气流量测量、压力调节、压损控制、储气罐容积控制等关键技术进行了分析和研究,介绍了各种关键技术在科研试车台空气起动系统设计中的工程应用。

高空台空气起动系统的无模型自适应迭代学习控制

针对高空台空气起动系统存在非线性、强耦合性、大延迟、不确定性等问题,提出了一种基于Smith估计的高空台空气起动系统无模型自适应迭代学习控制算法。首先,利用Smith估计器,估计和补偿系统延迟误差;其次,基于系统输入和输出数据,获得高空台空气起动系统的动态线性化数据模型;最后,提出高空台空气起动系统的无模型自适应迭代学习控制方法,通过不断更新每轮的控制器,实现系统的快速精准调节。仿真结果表明,随着迭代次数的增加,所提出方法能减小系统跟踪误差,修正系统输出跟踪轨迹。同时,相较于单纯的无模型自适应迭代学习控制算法,加入Smith估计器补偿延迟后,系统动态性能可得到显著改善,验证了所提算法的可行性和有效性。

空气涡轮起动机测试数据采集系统

开发了一种用于空气涡轮起动机性能试验的数据采集系统。该系统能实现试验流程的自动监控,实验数据的自动采集、处理,以及实验结果的显示、存储及打印输出。通过反映涡轮起动机状态的参数,成功地诊断涡轮起动机的运行状态及典型故障。现场运行结果表明了该系统的有效性和优越性。

民用飞机空气起动系统性能评估方法

根据民用飞机起动系统设计特点,分别给出了起动轴功率检查和起动机进口参数检查2种起动性能评估方法,并对2种方法进行了对比,起动轴功率检查方法可以直接反映起动机轴功率的设计状态;而起动机进口参数检查方法可以直接反映出起动关键参数(流量、总温和总压)的设计状态。最后,以某型辅助动力装置供气的起动性能计算为例验证了基于起动机进口参数的计算方法。

QC83-80N矿用隔爆型可逆空气磁力起动器的真空化改造

文章对QC83- 80N矿用隔爆型空气磁力起动器的真空化改造特点进行了论述。改造后的开关采用JDB - 80N电子综合保护器对控制电机进行保护 ,可完成电动机的短路、过载、断相和漏电闭锁等保护功能。新设计的机械联锁机构与控制电路配合 ,不仅能从电气上而且能从机械上对正反向真空接触器进行闭锁 。

核级承压起动空气瓶的应力分析与评定

核级承压起动空气瓶是核电站应急柴油机厂房中的重要设备，它的工作状况直接影响到应急柴油机厂房中柴油机的正常运行。本文对核级承压起动空气瓶进行自重、设计压力、安全阀设定压力下的静态分析以及模态分析、地震载荷下的动态分析，并对结构在各使用限制条件下的应力进行组合与评定。结果显示，核级承压起动空气瓶满~ASMEBPVC-Ⅲ的规范要求。

船舶起动空气系统设计分析

为了确保船舶的安全运行,需保证船舶配置的主机起动系统满足主机的要求,为此需对船舶主机起动系统进行分析与设计。针对压缩空气起动系统,基于压缩空气流体特性,对常用起动空气瓶容量计算公式进行修正,并以某船起动空气系统为例,对不同管路长度及流速下所需起动空气瓶最小容积进行研究与分析。分析结果可知,由于管系阻力的影响,柴油机最小起动压力必须进行修正,实际选取的起动空气瓶容积应比原公式计算的理论值更大。且流速作为影响总阻力的关键参数应该严格控制,建议压缩空气管路设计流速应比设计手册推荐流速更低,控制在8~12 m/s范围内。

航空发动机起动机送修决策方法

针对飞机维修手册中对空气涡轮起动机送修决策描述的不足,提出一种起动机送修及维护的定量决策方法。该方法依据某型发动机起动机的可靠性数据建立有效的可靠性统计模型,并以此为基础引入可靠度1阶导数概念制定符合本机队的空气涡轮起动机软时限;在进一步分析空气涡轮起动机维护成本的构成后,针对其中轴承失效所带来的高昂换修成本问题给出解决方案;从部件换修成本和延误成本角度出发建立期望损失模型,以经济最优为目标给出定量的起动机维护检查间隔;以某航空公司机队的起动机使用数据为例,计算起动机送修软时限和滑油检查间隔分别为26960和1915飞行小时。结果表明:该方法依据部件可靠性和维护成本数据能够制定适用于本机队的起动机软时限和维护检查间隔,具有一定的工程意义和使用价值。

航空发动机空气起动系统性能匹配计算方法

为了探索航空发动机空气起动系统的匹配机理,寻找改善全包线内系统性能的技术途径,通过对系统各单元工作特性及相互制约条件的分析,在综合辅助动力装置(APU)、引气管路、调压装置、空气涡轮起动机(ATS)特性计算模型的基础上,发展了一种基于各单元匹配的空气起动系统性能计算方法。该方法能够准确获取系统设计点、各单元特征参数及边界条件,确定APU引气特性、引气管路损失特性、ATS喉道面积和调压装置蝶阀调节规律,进而实现空气起动系统全包线特性计算。利用试验数据对模型进行了校验,结果表明,输出功率计算误差<3.5%、引气流量计算误差<4%。该模型克服了目前工程上只能单点计算,且需反复迭代的缺陷,为空气起动系统总体性能设计和评估提供了一种有效的分析工具。

民用飞机发动机空气起动系统性能设计及集成方法研究

空气起动系统作为目前应用最为广泛的大型民用飞机发动机起动机辅助起动方式,其性能设计及集成已经成为飞机与发动机集成设计中十分重要的环节。相关设计指标直接影响飞机的适航取证以及运营后的可派遣机场以及可执飞航线等。本文通过研究相关适航文件、工业标准,并结合国内某大型民用干线客机的设计经验,总结了民用飞机发动机空气起动系统性能设计及集成方法,对我国民用飞机发动机空气起动系统的性能设计及集成具有重要的参考价值。