涡喷发动机

摘要： 为满足某小型发动机地面进气畸变测试要求,设计了一种在一定范围内畸变值能够连续可调的总压畸变模拟装置,并利用计算流体力学(CFD)技术对其进行了不同设计方案和设计参数的流场模拟,通过数值模拟确定了扇形板、整流格栅的几何结构参数与测量截面位置。进行了模型的地面抽吸实验,校验了测量截面上的总压畸变图谱与畸变指数。结果表明,实验结果与仿真结果一致性好,实现了不停机情况下总压畸变值连续可变且总压畸变值变化范围较广的目标,产生的流场和畸变参数满足某型发动机试验的要求。

摘要： 区分不同航空发动机的方法有很多,但是对于涡扇/涡喷发动机,有一项很重要的指标就是推力。比如,我们经常会提到的“太行”发动机,就是一款加力推力在12 吨左右的大推力涡扇发动机,而像“泰山”发动机,就是一款加力推力在9吨左右的中推力涡扇发动机。那么对于一款航空发动机而言,是不是大推力航空发动机就是比中推力、小推力发动机要好呢?一款发动机先进与否与发动机的推力有关吗?

摘要： 针对涡喷发动机的电动燃油泵出口压力精度低、电刷氧化造成起动电流对电控系统冲击大等问题,设计一种无刷直流电机燃油泵.研究了齿轮泵结构包括排量计算与偏移设计,对无刷直流电机进行了建模与有限元分析,并研究了齿轮泵结构与电机控制算法等对涡喷发动机燃油系统中出油口压力的影响.结果表明:在转速闭环状态,0.2～0.6 MPa不同出口压力下进行了测试,其出口压力精度满足±0.0025 MPa.结果证明了无刷直流电机燃油泵燃油系统的可靠性.

摘要： 作为性能考核指标之一,发动机热灵超差会引发不可预见的后果。文章针对某型涡喷发动机,研究地面热试车过程中发动机热灵与发动机性能的内在联系,反推发动机热灵故障机理,为发动机热灵超差故障预防措施的制定提供依据。

摘要： 作为性能考核指标之一,发动机热灵超差会引发不可预见的后果.文章针对某型涡喷发动机,研究地面热试车过程中发动机热灵与发动机性能的内在联系,反推发动机热灵故障机理,为发动机热灵超差故障预防措施的制定提供依据.

摘要： 随着计算机技术的不断进步,信息技术已经被越来越多地应用在各个领域.针对导弹发动机构造与维护课程实践性强、实装数量少的问题,课程组教师开发了基于信息技术的课程教学软件,将图像、文字、声音、视频等多种信息融为一体,充分调动学员的视觉和听觉,以加深学员对理论知识的理解,增加教学信息量,提高教学效率,这种做法取得了良好的课程教学效果.同时,这种将CDIO教学理念引入课堂教学中的做法,增强了学员的知识综合应用能力和团队协作能力.

摘要： 为研究某型低压油泵体制涡喷发动机的快速起动特性和供油匹配方法,设计了起动方案.针对该起动方案,基于对发动机快速起动特性及影响因素的分析,获得了供油规律的匹配方法,并利用快速起动模拟试验系统对该供油匹配方法进行了试验验证.研究结果表明:缩短点火前供油时间能有效降低由于积油燃烧而对起动加速性造成的不利影响;起动初期的加速率与初始油门量呈正相关,但此阶段应着重考虑点火的最佳油气混合比;压力雾化喷嘴和蒸发式喷嘴供油的切换点选择在低转速阶段时,对发动机的起动性能影响较小;简单阶跃式增油方式可满足快速起动后期的转子加速要求,油门阶跃点应匹配在发动机进入高转速阶段;起动后期采用合适的二阶油门量可进一步优化起动特性.

摘要： 针对一起某型涡喷发动机滑油量异常增多故障,分析了滑油系统工作原理和故障成因,准确定位了故障部件,为该型发动机滑油系统故障的排除提供参考.

摘要： 在喷气式飞机研制强国中,苏联绝对榜上有名。但正如中国人民常说的一句话:“不积跬步无以至千里”。在喷气式飞机发展路径还不明朗、涡轮喷气式发动机还处于幼年期的二战前,苏联飞机设计师们曾尝试了很多种不同于螺旋桨动力的布局。例如安装火箭发动机、脉冲发动机和冲压发动机的喷气式飞机。虽然这些飞机最后都没有能够定型服役。

摘要： 作为某型涡喷发动机延寿修理中的常见故障,灵活性超差故障严重影响该型发动机的修理周期和成本.本文结合发动机结构原理,从支承结构、扭矩传递效率及转子-静子干涉三方面对该型发动机灵活性超差故障机理展开研究,为预防发动机灵活性超差故障提供依据.

摘要： 对某无人机用涡喷发动机电子控制单元(ECU)进行热仿真计算和热测试试验,得到该ECU的热分布.试验结果与仿真分析结果基本一致,验证了热分析的正确性和有效性.这种热仿真分析和热测试相结合的方法可为其他元器件热设计提供借鉴.

摘要： 涡喷发动机进气管是巡航导弹上一个重要部件.依据巡航导弹实际结构要求,它的形状比较复杂,用常规的成型方法难以实现.本文详细介绍了涡喷发动机复合材料进气管一种新的成型工艺：用机械加工方法制作一个和工件内腔完全一致的刚性阳模→用手工敷设方法在刚性芯模上初成型一个厚度约为0.3mm进气道雏型→脱模、灌蜡制作缠绕成型芯模→敷设、缠绕成型→机械加工并整修。这种成型方法也为其它形状复杂的复合材料管体部件成型打开了一条新的思路.

摘要： 本文以某型号涡喷发动机叶轮为原型阐述逆向设计和数控加工技术的应用过程.逆向工程是当前先进制造技术研究的热点之一,通过逆向工程复现实物的CAD模型,使得以实物为原型的产品能充分利用先进的CMM(测绘)、CAD(设计)、CAM(制造)、PDM(管理)等技术实现产品的大批量生产.

摘要： 为了提高某小型涡喷发动机的综合性能,用全三维气动设计方法对其压气机和涡轮进行了重新设计.使压气机和涡轮的性能得到较大幅度地改善.压气机的增压比、绝热效率和空气流量分别提高15.1％、3.8％、3.9％,气动稳定性边界向左上方大幅度扩大.三级轴流压气机的级平均增压比从原来的1.56提高到1.64.涡轮的绝热效率提高了1.5％,发动机整机性能试验表明,在最大转速下发动机的最大推力增加幅度达16.58％;燃油消耗率最大降低幅度达21％.

摘要： 本文以用于某双轴涡喷发动机主燃油控制的液压机械控制器为研究对象,详细分析了其加速控制部分的原理与工作过程,通过分析找出了加速控制器中决定加速性能的主要结构参数,搭建了升压限制器和液压延迟器的AMESim模型,使用带有发动机模型的主控制器仿真平台进行加速控制器的仿真与验证,着重验证各部分之间的协同工作.

摘要： 某型涡喷发动机试车时收油门至停车位置不能停车故障实质上是误将正、反向层板节流器串装,该故障具有较大的危害性.本文对发动机试车时收油门至停车位置不能停车故障的现象、发生机理及原因进行了详尽的介绍和分析,并对怎样预防和排除该故障进行了探讨.

摘要： 本文通过对高空加速喘振停车的故障发动机进行飞行参数分析,研究该型发动机高空加速的燃油控制规律,进行了相关的对比试验,找出了发动机喘振停车的故障原因是高空加速时间过快和高空加速燃油控制规律异常,排故的思路主要是从改善发动机高空加速的喘振裕度入手，合理调整发动机高空加速燃油供油速率，适当延长发动机模拟高空加速时间。通过该型发动机定型资料复查和大量试验研究，最终制定综合排故措施为:将模拟高空加速总时间由符合t秒，更改为高空加速第一分支时间符合t1秒，高空加速第二分支时间符合t2秒，高空加速总时间延长至符合t4秒。将1号层板、2号层板和高空层板的流量范围指标进行了重新规定。地面加速性调整合格后再检查高空加速性，调整层板时注意主燃油泵放气。主燃油泵装配发动机以后，不允许调整分布器调整螺钉。发动机高空加速过程中升压限制器工作结束时(第二分支与第三分支交点)副油路压力Pt所对应的n1转速不低于n%。为验证上述排故措施的有效性，将贯彻排故措施后的014,015号发动机共进行了35次高空加速性试验试飞，发动机工作正常，高空加速过程喘振停车的故障得到排除。将排故措施贯彻到设计文件中后，出厂交付的X台发动机至今未再出现过高空加速喘振故障，说明排故措施正确有效。

摘要： 利用LMS测试诊断设备对某微型涡喷发动机进行了整机振动测试和碰摩故障分析，提出了一种在线识别转子碰摩故障的分析方法。该方法基于振动加速度谱图分析，通过识别碰摩发生时低频带的谱图特征，判断转子碰摩状态或碰摩故障形式。首先，介绍了该方法的识别原理和流程；接着，利用该方法分析了转子无碰摩、轻度碰摩、严重碰摩、压气机叶片连续碰摩等多个故障状态下的谱图特征。对比分析结果和实验观察结果，所得结论一致，证明了该方法的有效性和可行性。该方法操作简单、判断准确，适合工程中快速识别转子碰摩故障。

摘要： 背负式进气道在无人机推进系统气动设计中得到了广泛的应用.为了验证S进气道设计方案的合理性及进气道性能,对进气道与某型涡喷发动机匹配进行地面台架试验.测出了S进气道总压脉动变化规律,监测发动机进口流场稳定性.结果表明进气道/发动机匹配良好.

摘要： 随着无人机技术和军事理论的发展,无人机在现在战争中的地位越来越突出.作为现代先进无人机系统关键技术的无人机动力系统的发展更是随着人们对未来战争观念、作战形式和任务要求的改变而不断发展.本文介绍了不同用途无人机对发动机的要求,分析了无人机用涡喷、涡扇发动机的特点,对高空长航时无人机用涡扇发动机特点做出了介绍,最后论述了涡喷涡扇式发动机在无人机上的应用现状和应用前景.

摘要： 一种火花点火式直喷发动机及其控制方法，其中控制装置在发动机主体运转状态处于设定在高负载区域的低速侧区域中的特定运转区域时，将有效压缩比设定在10以上，使点火时期相对于MTB延迟，执行喷射至少两次燃料的分割喷射，在特定运转区域中的速度相对低的第一速度区域将点火时期的延迟量设定得大于在速度相对高的第二速度区域时的点火时期的延迟量，并且在第一速度区域将分割喷射的最终阶段的喷射时期设定在压缩冲程前半期，在第二速度区域将分割喷射的最终阶段的喷射时期设定在进气冲程后期并且将在最终阶段前喷射的喷射阶段的至少一喷射时期设定在进气冲程中期。由此可在特定运转区域有效地抑制爆震并且实现高压缩比发动机带来的高转矩化。

摘要： 一种火花点火式直喷发动机及其控制方法，其中控制装置在发动机主体运转状态处于设定在高负载区域的低速侧区域中的特定运转区域时，将有效压缩比设定在10以上，使点火时期相对于MTB延迟，执行喷射至少两次燃料的分割喷射，在特定运转区域中的速度相对低的第一速度区域将点火时期的延迟量设定得大于在速度相对高的第二速度区域时的点火时期的延迟量，并且在第一速度区域将分割喷射的最终阶段的喷射时期设定在压缩冲程前半期，在第二速度区域将分割喷射的最终阶段的喷射时期设定在进气冲程后期并且将在最终阶段前喷射的喷射阶段的至少一喷射时期设定在进气冲程中期。由此可在特定运转区域有效地抑制爆震并且实现高压缩比发动机带来的高转矩化。

摘要： 本发明公开一种涡喷发动机的供油系统和涡喷发动机，包括供油管路(1)和离心喷嘴组件(21)，所述离心喷嘴组件(21)位于燃烧室(4)的端部，所述供油管路(1)布置在发动机壳体(3)内侧，一端与油箱连通，另一端与所述离心喷嘴组件(21)连通，所述供油管路(1)中部为螺旋状，并套设在所述燃烧室(4)的周壁外侧。本发明对供油管路(1)的结构和安装位置进行改进，将预热雾化和离心雾化两种方式结合起来，不仅提高燃油雾化效果，且降低供油管路(1)对发动机安装尺寸的影响，避免供油管路(1)受损，同时，无需设置回油路和控制系统，降低供油系统的复杂性。

摘要： 本发明公开了涡喷发动机用导向器及涡喷发动机,包括外环、内环和若干个导向叶片，所述外环上端设置用于连接涡轮外环的连接环，所述导向叶片连接所述外环和内环，所述导向叶片沿圆周方向均匀分布在所述外环与内环之间的环形通道内，所述导向叶片设为具有空腔的空心叶片，所述外环和内环分别开设有与所述空腔连通的进气口和出气口，所述进气口和出气口均与所述导向叶片一一对应设置。该涡喷发动机用导向器通过结构改进提高导向器的耐热性能，使其能够承受高于材料本身熔点的工作环境温度，从而提高发动机的整体性能。

摘要： 本发明公开了一种涡喷发动机燃料供应系统，包括常规燃料供应子系统，所述常规燃料供应子系统包括燃油储存装置和燃油输送管路，所述燃油储存装置通过所述燃料输送管路可操控性地连通到涡喷发动机的燃烧室，所述涡喷发动机燃料供应系统还包括辅助燃料供应子系统，所述辅助燃料供应子系统包括过氧化氢储存装置和过氧化氢输送管路，所述过氧化氢储存装置通过所述过氧化氢输送管路可操控性地连通到所述涡喷发动机的燃烧室。在此还公开了一种与所述涡喷发动机燃料供应系统配合使用的涡喷发动机。该燃料供应系统特别适于为氧气稀薄的高空环境中侦察机等高空飞行器的涡喷发动机供应燃料。

摘要： 本发明公开了一种涡喷发动机最大燃油流量限制线测定装置及其方法。该装置安装在涡喷发动机系统中，具有进口总温信号调理电路、进口总压信号调理电路、转速信号调理电路、燃油流量信号调理电路、数字信号隔离电路、电源状态监测电路、隔离式DC/DC变换电路、电源、驱动电流检测电路、电机驱动电路、起动继电器、点火控制电路、压气机出口压力信号调理电路、排气温度信号调理电路、通信接口电路。测定方法运行在该装置中，主要包括5个步骤，通过将按转速控制和按喘振裕度控制两种方案的切换得到最大燃油流量限制线上工作点的转速和燃油流量，再采用前馈神经网络建立拟合模型，具有过程简单、精度高的特点。

摘要： 本发明属于发动机点火技术领域，具体涉及一种有效提高微型涡喷发动机点火可靠性的方法，主要用于采用电热塞加热点火的靶机和无人机用微型涡喷发动机，以提高极端使用环境下发动机启动的稳定性和可靠性。所述方法针对微型涡喷发动机点火采用的陶瓷电热塞，通过MOS场效应晶体管的通断来控制陶瓷电热塞的加热功率，通过加热电压反馈信号监测陶瓷电热塞状态，当陶瓷电热塞达到点火条件时进行点火，完成涡喷发动机启动；本发明的突出优点是，不需要改变点火器结构，通过在电加热驱动电路中增加一路反馈电压采样来监测电热塞加热状态，从而对电加热功率和加热时间进行精确控制，使各种使用环境下均能达到同样的点火条件。

摘要： 本发明涉及一种微型涡喷发动机旋转支架，包括一对用于支撑微型涡喷发动机的支撑侧板，微型涡喷发动机通过发动机卡紧旋转装置可旋转的安装在一对所述的支撑侧板之间；用于连接承载设备的连接盖板安装在所述微型涡喷发动机上方的一对所述支撑侧板上；还包括旋转驱动装置和用于控制旋转驱动装置的无线控制器，所述的无线控制器与旋转驱动装置无线连接，无线控制器准确控制微型涡喷发动机的偏转角度，改变所述微型涡喷发动机尾喷喷口的喷射方向。本发明实现了微型涡喷发动机水平状态起动、垂直方向作业，适用于采用微型涡喷发动机作为核心动力装置时，将其固定在无人机下方，进行空中灭火、消防等。

摘要： 本实用新型公开了一种涡喷发动机燃料供应系统，包括常规燃料供应子系统，所述常规燃料供应子系统包括燃油储存装置和燃油输送管路，所述燃油储存装置通过所述燃料输送管路可操控性地连通到涡喷发动机的燃烧室，所述涡喷发动机燃料供应系统还包括辅助燃料供应子系统，所述辅助燃料供应子系统包括过氧化氢储存装置和过氧化氢输送管路，所述过氧化氢储存装置通过所述过氧化氢输送管路可操控性地连通到所述涡喷发动机的燃烧室。在此还公开了一种与所述涡喷发动机燃料供应系统配合使用的涡喷发动机。该燃料供应系统特别适于为氧气稀薄的高空环境中侦察机等高空飞行器的涡喷发动机供应燃料。

摘要： 本实用新型涉及涡喷发动机技术领域，尤其是一种涡喷发动机装配平台，包括工作台和固定装置，所述工作台的上端开设有安装槽，所述工作台一侧设置有电机，所述安装槽的内部活动连接有丝杆，所述丝杆的外壁螺纹套接有转环，所述转环的上端嵌合连接有限位块，所述固定装置安装在所述的上端，所述固定装置上端活动连接有定位块，所述定位块远离所述固定装置的一端设置有夹块，转销靠近时在卡块的内部进行摩擦环绕，带动夹块在空心滑槽的内部离心滑动，由夹块与发动机两端进行角度调节，通过夹块与发动机间隙进行嵌合对夹块向前移动起到缓冲性能，避免了发动机在固定时两端造成损坏情况，达到便于对发动机灵活限位，提升装配效率。