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弹用涡喷发动机性能监视与诊断系统软件研制

1 引 言弹用涡喷发动机的特点是 :一次性使用 ,体积小 ,结构简单 ,成本低 ,推重比高 ,寿命短 ,储存期内维护简单 ,工作条件和工作环境恶劣。这就要求发动机有更高的可靠性 ,而且状态监视和故障诊断只能用于发动机的研制和生产过程及储存中的维护检验 ,而不是发动机的使用过程。监视与诊断系统主要是监视发动机的性能状态 ,诊断发动机的性能故障 ,应用于发动机的全过程质量控制与可靠性增长试验。主要功能包括 :( 1)通过采集发动机的启动过程的转速n ,喷嘴环前油压pii,压气机出口压力pt2 和尾喷管排气温度tt4 ,监视发动机的启动特性和发动机的启动程序 ,为发动机启动过程出现的冷悬挂、热悬挂、爆燃、点火转速偏高等现象提供分析依据 ;( 2 )通过采集发动机的稳态参数 ,如转速n ,推力F ,压气机进口温度tt1,压气机出口温度tt2 和出口压力pt2 ,燃油流量qmf及大气压力pamb等 ,计算出发动机在各个工作状态下的性能参数...  (本文共3页) 阅读全文>>

《飞航导弹》2001年01期
飞航导弹

TRI60系列弹用涡轮喷气发动机剖析

概 述当今的飞航式导弹大多采用涡轮喷气发动机作为巡航动力装置 ,如 :美国的捕鲸叉系列导弹(机载型AGM 84A/舰载型RGM 84A/潜射型UGM 84 )、战斧系列导弹 (对陆攻击TLAM /反舰TASM ) ;俄罗斯的阿尔法 (ALFA)系列导弹 ;英国的风暴前兆导弹 (STORMSHADOW ) ;法国的阿帕奇系列导弹 (APACHE) ;德国的金牛座系列导弹 (KEPD 350 ) ;意大利特赛奥导弹 (TESEOMk 3) ;瑞典的布尔斯系列导弹 (BRS 15) ;挪威的反舰导弹 (NSM ) ;日本的空舰导弹 (ASM 2 ) ;台湾的雄风Ⅱ导弹等均采用涡轮喷气或涡轮风扇发动机作为导弹的巡航发动机。因此弹用涡喷、涡扇发动机成为飞航导弹推进技术的主要组成部分。在弹用涡喷发动机的家族中 ,法国的TRI 60系列涡喷发动机是一个引人注目的、优秀的涡喷发动机型号系列 ,在国际导弹市场上十分活跃。  TRI 60系列涡喷发...  (本文共9页) 阅读全文>>

《推进技术》2000年03期
推进技术

涡喷发动机多媒体实时数字仿真

1 引 言航空推进系统的仿真,可以为发动机设计、研制和使用提供有效的手段。国外航空推进仿真技术从发动机总体性能仿真开始,主要用于发动机循环参数优化、流路设计、整机试验和控制系统设计与试验。在我国,过去主要在发动机性能优化、发动机试验和控制系统半实物仿真试验方面建立了一些发动机稳态和动态特性模型,尚未在发动机的使用过程中,将仿真技术应用于发动机操作的模拟训练系统[1]。为此本文以涡喷发动机为对象,建立多媒体实时模拟训练系统。2 多媒体实时模拟训练系统模拟训练器系统主要由仿真操作台、I/O接口和多媒体计算机组成,如图1所示。为了更逼真地模拟发动机的操作过程,需要引入人的随机操作动作,为此将一些操作按钮、开关作为外部设备,通过I/O板与计算机相联。这些外部设备放置在仿真操作台上。VisualBasic(BV)语言可视化、面向对象的程序设计特点,为本软件的编制提供了方便。VB是事件驱动的编程机制,所以用VB编写Windows程序,无需构...  (本文共3页) 阅读全文>>

《推进技术》1999年06期
推进技术

某涡喷发动机密封环研制

1 引 言某涡轮喷气发动机使用的密封环,以动密封和静密封来实现对气态和液体介质的密封,它是涡喷发动机中重要零件之一。目前在国内尚未见象某涡喷发动机中那样的密封环在“无润滑”条件下工作的应用实例。由于发动机性能的不断提高,要求密封环寿命长、工作可靠、油耗量低、摩擦损失少以及成本低等。为使这种外形简单而又小的金属密封零件达到上述要求,在研制中采取了独特的设计,沿用了内燃机活塞环行业的有关技术,试制出满足某涡喷发动机使用的密封环。2 结构设计[1,2]密封环大小由转子轴颈和中心孔的大小决定。图1为密封环装入发动机内的简图。图2为发动机工作时环受力图,图中p2为压气机压力,pZ为轴承腔压力,h为密封环高度。为防止滑油非正常泄漏,靠环端面和环外圆密封,受压差的作用,环总是贴向转子轴颈槽内一侧,该侧面即环端面和轴颈端面形成封严面,属动密封,转子高速旋转,环基本不动。当环侧面贴边后稳态时就不会产生漏气、漏油现象。当p2与pZ有波动时,原环外圆...  (本文共3页) 阅读全文>>

《推进技术》2003年03期
推进技术

某型弹用涡喷发动机启动加速控制规律设计

1 引 言某弹用涡喷发动机为了满足导弹的使用条件与任务剖面要求,在没有预燃室及无补氧条件下,要求控制系统确保发动机在大空域和亚声速范围内发动机风车状态能可靠点火、加速,并满足加速性要求。通过大量高空模拟台试验与空台带飞试验充分说明,原有的控制规律无法满足上述要求,需要进行重新设计。由于发动机空中风车点火启动问题一直是困扰航空界的一大技术难点与研究热点,本文对某弹用涡喷发动机控制系统的重新设计存在很大的技术难度与风险,好在该发动机控制系统采用的是数字电子控制技术,为控制规律重新设计与实现提供了便利条件。2 控制方案分析与设计某弹用涡喷发动机原有的控制规律为启动加速段按发动机的换算转速供油Qf=f1(n )(1)其中,Qf为供油量,n =n288 15 T 1为发动机换算转速,n为发动机转速,T 1为发动机进口总温。由于发动机的风车转速与飞行速度成线性关系,与飞行高度无关,式(1)确定的发动机启动供油量完全没有考虑飞行高度改变引起的...  (本文共4页) 阅读全文>>

《推进技术》2001年06期
推进技术

简单控制规律下涡喷发动机特性的研究

1 引 言在控制规律优化与选择以及不同控制规律下涡喷发动机特性的研究 ,文献 [1~ 4 ]作了概述 ,但这些研究的对象多为飞机发动机 ,这类发动机往往具有较为复杂的控制规律。而在一次性使用无人驾驶飞行器 (如无人驾驶飞机和导弹等 )上使用的单轴涡喷发动机 ,为了降低成本 ,可采用简单的发动机控制规律。等供油量控制规律在工程上很容易实现 ,而且控制器的可靠性很高 ,但这种控制规律却给发动机赋予了一种比较特殊的非设计点性能。文献 [5 ]利用火箭橇试验研究了弹用涡喷发动机的启动特性。为了充分了解此类发动机性能的特殊性 ,本文通过计算机模拟方法 ,揭示了某型发动机的一些缺点 ,为发动机设计点性能的装订方法的制定、不同使用条件下发动机特性的变化规律以及发动机能够稳定工作的飞行包线的确定等 ,提供了理论依据。2 控制规律及其特性2 .1 控制规律要在发动机上通过简单的控制器实现真正的等供油量控制规律 ,实际上是不可能的 ,因为燃油的密度...  (本文共4页) 阅读全文>>