航空发动机燃油喷嘴
航空涡轮发动机使用的喷油嘴有离心式喷油嘴、气动式喷油嘴、蒸发管式喷油嘴和甩油喷嘴。
离心式喷油嘴内装有一个旋流器，其工作原理如图所示。燃油从切向孔进入旋流室内，在旋流室内作急速的旋转运动，燃油从喷孔喷出后，受惯性力和空气撞击力的作用破裂成无数细小的油珠，从而获得良好的雾化结果。
由于发动机在不同的转速下工作时，所需油量的变化很大。大转速时的供油量，一般比小转速时的供油量大十几至几十倍。只有一条通路面积的单路喷油嘴就不能满足要求，所以目前有的发动机使用双路离心喷油嘴。
离心喷嘴的优点是能够形成均匀的混合气保证燃烧室在宽广的混合比例范围内工作，工作可靠，结构坚固易于调试，在航空发动机中使用广泛。
其缺点是1，供油压力要求高2，存在高温富油区，易造成发烟污染3，出口温度场不均匀4，与环形燃烧室不协调。
气动式喷油嘴的出现,克服了离心式喷油嘴的以下两个缺点：喷油量与喷油雾化质量都直接与供油压力相关：在大供油量时,由于雾化质量好，大部分是小直径的油珠,由于其动量小,都聚集在喷油嘴附近,容易形成积炭。而气动式喷油嘴油量的改变是依靠供油压力，而雾化质量则依靠另外的气动因素。
气动式喷嘴油气混合均匀，避免了主燃区的局部富油区，减少了冒烟和积碳；火焰呈蓝色，辐射热量少使火焰筒壁温较低，气动喷嘴不要求很高的供油压力，而且在较宽的工作范围内，喷雾锥角大致保持不变，所以容易使燃烧室出口温度场分布比较均匀稳定。气动式喷嘴简化了供油管道仅用单管供油。其缺点是：由于油气充分掺混贫油熄火极限大大降低，使燃烧室稳定工作范围变窄；在启动时，气流速度较低，压力较小，雾化不良。
在装用蒸发管的燃烧室内，油气的混合提前在蒸发管内进行，如图所示。经在 T 型热管壁加热蒸发，进一步与这部分高温空气掺合。实践证明使用蒸发管的燃烧室燃烧效率较高，不冒烟，出口温度场比较稳定。这种蒸发管式的供油装置与环形燃烧室相回合,得到广泛的应用。
甩油喷嘴在高转速、小流量的折流环形燃烧室中得到广泛运用
航空发动机燃油与控制系统测试技术研究
航空发动机燃油与控制系统测试技术研究 [摘要]燃油与控制系统是航空发动机的神经系统，其安全可靠性对航空发动机正常工作有致命的影响。为了确保科研阶段航空发动机整机试验及科研试飞安全可靠，必须对燃油与控制系统进行测试监控，以便预先评估航空发动机燃油与控制系统的安全可靠性。本论文主要研究航空发动机整机试验和科研试飞中燃油与控制系统的测试监控技术。 [关键词]航空发动机；整机试验；科研试飞；燃油与控制系统；测试技术 1引言 在航空发动机研制过程中，要经过大量整机试验和科研试飞才能最终确定燃油与控制系统的性能、可靠性和操纵性。在整机试验和科研试飞中，台面仪表仅显示了发动机状态和告警参数，几乎没有监控显示燃油与控制系统的相关参数。如果不对燃油与控制系统进行测试改装，在整机试验和科研试飞中则无法预估燃油与控制系统的安全可靠性，也不利于燃油与控制系统的故障排查。为了降低整机试验和科研试飞的风险，必须加强燃油与控制系统的全面监控，保障试验安全可靠的进行。 2燃油与控制系统组成 燃油与控制系统主要由离心式增压泵、低压燃油滤、燃油调节器、电子控制器、燃滑油散热器、超转放油阀、各类传感器及电缆等附件组成。 3燃油系统测试 燃油系统由离心式增压泵、低压燃油滤、燃油调节器、燃滑油散热器及超转放油阀等附件组成，其作用是将燃油输送到燃烧室，保证航空发动机各种工作状态下所需的燃油。飞机或台面仪表仅监控燃油滤堵塞和燃油压力低两个发动机燃油系统告警信号。因此，必须对燃油系统进行相应的测试改装，才能全面监控燃油系统的工作状态，保证试验安全进行。 3.1增压泵进出口燃油压力和燃油温度的测试 燃油系统组成元件，尤其是燃油调节器只能在特定的进口燃油压力和温度范围内正常工作，否则工作异常，给发动机正常工作造成一定的影响。通过对增压泵进出口燃油压力和温度进行测试监控，可以避免燃油系统在燃油压力和温度规定值外工作，如图2所示。 燃油压力开关虽然具有燃油压力低告警功能，但是不能对燃油压力数值进行监控。通过在燃油压力开关和燃油管路连接处增加一个三通的管接头，既不影响燃油压力低告警功能，又可以监控燃油压力的实际值。在试验过程中，一旦发现
航空发动机发展的瓶颈
中国航空发动机发展的瓶颈 发表日期：2012-11-3 16:32:03 航空发动机一直就是中国的软肋。 从周恩来总理在世时评论中国飞机的“心脏病”开始，到现在50多年了。中国的发动机依然是兵器工业最大的软肋。 不仅仅是你提到的歼击机和大运的涡扇发动机，就是直升飞机的涡轴发动机，中型运输机的涡浆发动机，大型舰船的燃气轮机，中小型舰船和坦克的柴油发动机……无一例外，都是中国的软肋。航空发动机，更是软肋中的软肋。 与美国至少差距30年，什么意思，差一代到一代半吧。这个是事实，没有争议的。 但是另外两个问题就有争议了。一个是这样落后的原因是什么。另一个是，我们究竟什么时候能赶上去。其实这两个问题有内在关系的，搞清楚原因是什么，就更好判断什么时候赶上去。简要提供一些个人的看法，不一定正确。 落后的原因 一：底子太差 新中国建国时，工业基础太差。别说航空发动机，像样的工具钢都没有。要不是朝鲜战争，中国人用大量年轻士兵的无价鲜血去消耗美国的廉价钢铁，换来苏联人把涡轮喷射发动机的制造技术给我们，中国是不可能在1957年就能生产涡喷-5发动机的。 二：航空发动机工业的涉及面太广 虽然同样底子差，同样有文革的挫折，同样有改革开放的机遇，为什么航空发动机就是赶不上来？ 对比之下，中国造电冰箱、电视，甚至造手机、雷达、火箭、飞船都慢慢赶上来了：洛阳光电展上曝光的歼击机最新航电系统直追F22，美国人看了也吃一惊;中国空空导弹专家悠然的说，我们距离美国人，也就10年吧，一脸的骄傲自满;美国官方认为，中国的空警2000，在技术体制先进性上超过了美国现有装备一代。真的，兵器上，我们很多东西距离美国的差距就是10年。什么意思，就是至少没有代差。 而航空发动机呢，差一代到一代半。原因在于，航空发动机工业涉及的面太
第四代军用航空发动机(F119和EJ2000)
第四代军用航空发动机（F119和EJ2000） 资料来源：西北工业大学 F119 ： 结构形式：双转子加力式涡轮风扇发动机 推力范围：加力 15568daN中间 9786daN 用途： F22 结构与系统： 风扇：3级轴流式，无进口导流叶片，宽弦设计 高压压气机：6级轴流式，整体叶盘结构 燃烧室：环型，浮壁结构 高压涡轮：单级轴流式，采用第三代单晶涡轮叶片材料，隔热涂层和先进冷却结构低压涡轮：单级轴流式，与高压涡轮对转 加力燃烧室：整体式，内外涵各设单圈喷油环 矢量喷管：二元矢量收敛－扩张喷管，俯仰方向可作-20度到 +20度的偏转 控制系统：第三代双余度FADEC 装备F119的F22
研制概况： F119 是普惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机．其设计目标是：不加力超音速巡航，非常规机动和短距起落能力，隐身性能，寿命费用降低至 25% ，零件数减少 40%~60% ，推重比提高 20%, 耐久性提高两倍，零件寿命延长 50% ．F119 上采用的先进技术有：三维粘性叶轮机设计方法，整体叶盘结构，高紊流度强旋流主燃烧室头部，浮壁式燃烧室结构，高低压涡轮旋向相反，整体加力式燃烧室设计，二元矢量喷管和第三代双余度 FADEC 等 . 试车台上的F119
收敛－扩张型尾喷管
EJ2000 ： 结构形式：双转子加力式涡轮风扇发动机 推力范围：中间6000daN加力9000daN 用途：欧洲战斗机EF2000 结构与系统： 风扇：3级轴流式，采用三维跨音速宽弦叶片，无进口导流叶片．压比约为4.0 高压压气机：5级轴流式 燃烧室：环型，蒸发式喷油嘴 涡轮：单级轴流式低压涡轮＋单级轴流式高压涡轮 加力燃烧室：燃烧和混合型，采用多根径向火焰稳定器 尾喷管：全程可调收敛－扩张式 控制系统：FADEC，具有故障诊断和状态监视能力 装配EJ2000发动机的EF2000战斗机
航空发动机燃油喷嘴实训和实验台技术要求
https://www.wendangku.net/doc/583390160.html, 航空发动机燃油喷嘴实训和实验台技术要求 为完成我院教学大纲中关于发动机燃油系统实训内容的教学要求，使机电维修专业的学生实训更加接近实际工作要求。学生可以通过对航空发动机燃油喷嘴的检测试验过程，对发动机附件维修的整个过程有更加深入的了解。我们拟建设一个燃油喷嘴实验台，该实验台的技术要求详述如下： 1、总体设计要求 拟以三种型号发动机的燃油喷嘴作为实训和实验的附件，型号分别为CFM56-3发动机、涡喷6发动机和斯贝515发动机。采用航空煤油为实验用油液，模拟真实的燃油喷射过程，通过检测固定工况下燃油喷嘴的喷射角度来说明喷嘴的检测是否合格。发动机燃油喷嘴由我方提供。 实验台共分两个区域，一个是操作工作区，一个是实验观察区。操作区内包含操作面板和相应的显示仪表，以便控制和调节供油压力；实验观察区则包含固定工装和观察窗口，以便于学生们能够拆装和更换不同型号燃油喷嘴并清晰地观察到喷嘴的实验结果。故整体实验台需要采用不锈钢板材制作，观察窗口需要采用钢化透明玻璃制作，以保证观察效果和实验台寿命。显示仪表包括三个燃油喷嘴的供油压力表和一个流量表等。 依据发动机燃油喷嘴实际的工作情况，燃油喷嘴的供油压力分别为两种工况：15PSI,和120PSI，这两种工况下分别对应两种燃油喷射角度：64度和125度（针对CFM56机型）。故燃油供给压力应该可以在0到150PSI 之间可以调节，燃油供给流量也是可调的且最大供油量为10L/MIN.。 2、外观设计要求 外观设计以方便学生操作和观察为主，结实耐用和安全。 3、主要附件技术要求 供油泵：为齿轮泵，供油压力和流量都可以调节，最大供油压力为150PSI，最大供油量为10L/MIN。符合航空煤油为油液的特殊供压要求。 电动机：功率根据供油泵的型号配套。 供油管：不锈钢供油管。 压力表：最大显示压力为200 PSI即可 调压阀：全部采用不锈钢球阀。
航空发动机燃油喷嘴
航空涡轮发动机使用的喷油嘴有离心式喷油嘴、气动式喷油嘴、蒸发管式喷油嘴和甩油喷嘴。 离心式喷油嘴内装有一个旋流器，其工作原理如图所示。燃油从切向孔进入旋流室内，在旋流室内作急速的旋转运动，燃油从喷孔喷出后，受惯性力和空气撞击力的作用破裂成无数细小的油珠，从而获得良好的雾化结果。 由于发动机在不同的转速下工作时，所需油量的变化很大。大转速时的供油量，一般比小转速时的供油量大十几至几十倍。只有一条通路面积的单路喷油嘴就不能满足要求，所以目前有的发动机使用双路离心喷油嘴。 离心喷嘴的优点是能够形成均匀的混合气保证燃烧室在宽广的混合比例范围内工作，工作可靠，结构坚固易于调试，在航空发动机中使用广泛。 其缺点是1，供油压力要求高2，存在高温富油区，易造成发烟污染3，出口温度场不均匀4，与环形燃烧室不协调。
气动式喷油嘴的出现,克服了离心式喷油嘴的以下两个缺点：喷油量与喷油雾化质量都直接与供油压力相关：在大供油量时,由于雾化质量好，大部分是小直径的油珠,由于其动量小,都聚集在喷油嘴附近,容易形成积炭。而气动式喷油嘴油量的改变是依靠供油压力，而雾化质量则依靠另外的气动因素。 气动式喷嘴油气混合均匀，避免了主燃区的局部富油区，减少了冒烟和积碳；火焰呈蓝色，辐射热量少使火焰筒壁温较低，气动喷嘴不要求很高的供油压力，而且在较宽的工作范围内，喷雾锥角大致保持不变，所以容易使燃烧室出口温度场分布比较均匀稳定。气动式喷嘴简化了供油管道仅用单管供油。其缺点是：由于油气充分掺混贫油熄火极限大大降低，使燃烧室稳定工作范围变窄；在启动时，气流速度较低，压力较小，雾化不良。 在装用蒸发管的燃烧室内，油气的混合提前在蒸发管内进行，如图所示。经在 T 型热管壁加热蒸发，进一步与这部分高温空气掺合。实践证明使用蒸发管的燃烧室燃烧效率较高，不冒烟，出口温度场比较稳定。这种蒸发管式的供油装置与环形燃烧室相回合,得到广泛的应用。 甩油喷嘴在高转速、小流量的折流环形燃烧室中得到广泛运用
航空发动机状态监控在试车台滑油系统上的应用研究
航空发动机状态监控在试车台滑油系统上的应用研究 作者：任忠朝 来源：《科技创新导报》2012年第10期 摘要:本文主要通过对航空发动机滑油系统的工作原理和常见的滑油系统故障的分析,以某型航空发动机为例,初步探讨状态监视系统在航空发动机试车台上的应用。 关键词:状态监视航空发动机试车台滑油系统 中图分类号:V23 文献标识码:A 文章编号:1674-098X(2012)04(a)-0081-01 航空发动机是飞机的心脏,其结构复杂,工作条件苛刻,同时受到各种外部因素的干扰。飞机发动机故障监控系统的设计就是为了保障及时有效的监控发动机性能和可靠性状态,诊断故障。通过监控来调整发动机性能,分析故障,最终达到提高发动机使用质量的目的。目前在国际上已经具有很多成熟的飞机发动机故障诊断的专家系统,如XMAN和JET－X等等。但在航空发动机试车台上应用状态监视系统却仍然较为少见。 发动机在工作过程中,滑油系统的工作状况不仅影响发动机的工作性能和寿命,而且滑油系统故障可以导致严重的飞行事故也屡见不鲜。本文主要以某型航空发动机为例,探讨状态监视系统在试车台滑油系统上的应用,分别从航空发动机滑油系统的工作原理,常见的滑油系统故障原因分析,试车台滑油系统状态监视系统的建立等三个方面进行探讨。 1 航空发动机滑油系统工作原理 滑油系统是保证航空发动机正常工作的一个重要组成部分,其主要功能是保障发动机摩擦件的润滑、散热．发动机内部有摩擦件的地方就有滑油,如转子轴承、齿轮、封严装置。滑油系统中的滑油具有循环使用的特点,因此在滑油油路中会携带大量发动机运动状态的信息,如磨损物的数量、形状、粒度成分等,它在一定程度上反映了发动机内部可能存在的故障隐患,如润滑油系统本身故障(管路阻塞、滑油泵卡滞、封严装置失效)和发动机杂音、振动、抱轴等故障。这些信息为监控与技术诊断提供了良好的条件。 2 航空发动机滑油系统常见故障 对于航空发动机滑油系统来说,主要常见故障主要有以下几种。 2.1 滑油消耗量过大
军用航空发动机可靠性和寿命管理
2003年1月第5卷第1期 中国工程科学Engineering Science Jan.2003Vol 15No 11 研究报告 [收稿日期] 2002-06-20;修回日期 2002-09-18 [作者简介] 徐可君(1963-),男,山东莱州市人,海军航空工程学院青岛分院副教授,博士生 军用航空发动机可靠性和寿命管理 徐可君,江龙平 (海军航空工程学院青岛分院航空机械系,山东青岛 266041) [摘要] 以西方军用航空发动机可靠性和寿命管理为蓝本,阐述了可靠性和寿命管理的基本要素,并结合我 国航空发动机可靠性和寿命管理的现状,讨论了我国航空发动机可靠性和寿命管理工作存在的差距和误区,指出了我国航空发动机可靠性寿命管理工作落后的根源在于管理观念落后、管理体制不健全、基础工作薄弱、标准不完善。参照西方国家的管理理念,构建和完善我国航空发动机可靠性和寿命管理是必要的,但完全照搬西方标准并不可取。正确做法是结合我国的现状,走出一条合乎国情的道路。[关键词] 航空发动机;可靠性;寿命;管理[中图分类号]V235 [文献标识码]A [文章编号]1009-1742(2003)01-0082-07 1 引言 20世纪70年代中期,发达国家在追求高性能 军用航空发动机的研制思想指导下,突出推重比、 高涡轮前燃气温度和高增压比。如美国,15年间涡轮前燃气温度提高了430℃,推重比增加了1倍,耗油率降低了15%,与此相适应,涡轮部件的周向应力提高了92%。引发的突出矛盾是,一方面高增压比、高涡轮前燃气温度使得构件所承受的气动负荷、热负荷和离心负荷大幅度增加,另一方面高推重比又要求减轻零件的质量,提高构件的工作应力,其结果使得发动机的结构故障显著增加。据统计,在1963—1978年的15年间,美空军战斗机由发动机引起的飞行事故有1664起,占全部飞行事故的4315%,而其中因结构强度和疲劳寿命问题导致的事故占90%以上。具有代表性的F100发动机,装备部队后故障频频,致使1979年F100发动机曾短缺90～100台,1980年亦有90架F -15、F -16战斗机无发动机可装,战备完好率下降。美军方在总结单纯追求高性能,忽视可靠性和耐久性的惨痛教训基础上,提出了设计发动机 时必须从规定发动机的最高性能转向制定更高耐久 性,于1984年11月30日发布了M IL -STD -1783《发动机结构完整性大纲》(ENSIP )。ENSIP 是一项对发动机设计、分析、研制、生产及寿命管理的有组织、有步骤的改进措施,其目的在于通过显著减少发动机在使用期间发生的结构耐久性问题,确保发动机结构安全,延长使用期限,降低寿命期成本。结构完整性的内容有:结构耐久性准则,耐久性设计要求,维修性准则,材料与处理特性计划,环境说明,地面广泛检验,使用与跟踪政策。F404发动机的研制遵循了结构完整性要求,采取了作战适用性、可靠性、维护性、费用、性能和重量的优先顺序,取得了良好的效果。 国产发动机在使用中亦曾多次发生结构故障,并造成事故。如WP -6发动机涡轮轴折断、九级盘镉脆、五级盘破裂,WP -7发动机四级盘爆破,其他各型发动机转子与静子叶片损伤、折断等。这些故障均属结构完整性问题。有资料表明,国产发动机结构完整性故障约占故障总量的6215%。为此,国内从1984年起相应开展了结构完整性研究工作。但由于基础工作薄弱,认识不统一,致使可
一型航空发动机燃油调节系统浅析
龙源期刊网 https://www.wendangku.net/doc/583390160.html, 一型航空发动机燃油调节系统浅析 作者：缪建波陈福利王慧颖 来源：《中国科技纵横》2014年第05期 【摘要】航空发动机燃油调节系统主要用来向主燃烧室、加力燃烧室以及燃油液压控制系统供给燃油，并根据发动机状态和外界条件的变化，调节供油量，以保证发动机在各个状态下都能稳定工作。发动机在节流状态（即发动机油门手柄从最大位置移到慢车位置的移动区域所对应的发动机工作状态），由机械液压高压转子转速调节器控制；在最大和加力状态，由电子和机械液压调节器控制，采用闭环调节原理。 【关键词】燃油调节系统机械液压电子调节器节流状态最大状态 1 燃油调节系统工作原理 1.1 主燃烧室燃油调节系统的一般特性 节流状态燃油流量的调节由液压机械高压转子转速调节器来完成。最大和加力状态的调节，由电子和机械液压燃油调节系统共同完成。当系统工作正常时，由发动机电子调节器内燃油控制通道进行调节。通道调节器为模拟式，机械液压部分仅作为电子调节器的执行机构。当电子调节器故障时，系统自动转换为机械液压调节器进行工作，机械液压调节器根据高压转速=f（油门杆，进气温度）进行调节。 1.2 液压机械部分与高压转子转速控制相关机构的简介 高压转子转速调节器功用是在节流状态，或在最大和加力状态，发动机电子调节器故障完全失效、改由机械液压调节器工作时，根据给定的转速调节规律，自动保持给定的转速；当油门杆位置改变时，自动改变发动机的工作状态。 高压转子最大转速重调机构的功用是，当发动机电子调节器故障时，为保证发动机的安全，降低发动机高压转子的最大转速。 2 电子调节器 2.1 电子调节器工作原理 电子调节器是发动机电子—机械液压控制系统的一部分，用来调节发动机参数，向发动机控制附件、监控告警系统和机载记录系统发出指令。调节器根据发动机进口温度，调节最大状态和加力状态的高低压转子转速以及涡轮后温度。
航空发动机期末复习习题
一、填空题（请把正确答案写在试卷有下划线的空格处） 容易题目 1.推力是发动机所有部件上气体轴向力的代数和。 2.航空涡轮发动机的五大部件为进气装置；压气机；燃烧室；涡轮和排气装置； 其中“三大核心”部件为：压气机；燃烧室和涡轮。 3.压气机的作用提高空气压力，分成轴流式、离心式和组合式三种 4.离心式压气机的组成：离心式叶轮，叶片式扩压器，压气机机匣 5.压气机增压比的定义是压气机出口压力与进口压力的比值，反映了气流在压气 机内压力提高的程度。 6.压气机由转子和静子等组成，静子包括机匣和整流器 7.压气机转子可分为鼓式、盘式和鼓盘式。 8.转子（工作）叶片的部分组成：叶身、榫头、中间叶根 8.压气机的盘式转子可分为盘式和加强盘式。 9.压气机叶片的榫头联结形式有销钉式榫头；燕尾式榫头；和枞树形榫头。 10.压气机转子叶片通过燕尾形榫头与轮盘上燕尾形榫槽连接在轮盘。 11压气机静子的固定形式燕尾形榫头；柱形榫头和焊接在中间环或者机匣上。 12压气机进口整流罩的功用是减小流动损失。 13.压气机进口整流罩做成双层的目的是通加温热空气
14.轴流式压气机转子的组成盘；鼓（轴）和叶片。 15.压气机进口可变弯度导流叶片(或可调整流叶片)的作用是防止压气机喘振。 16.压气机是安装放气带或者放气活门的作用是防止压气机喘振 17.采用双转子压气机的作用是防止压气机喘振。 18压气机机匣的基本结构形式：整体式、分半式、分段式。 19压气机机匣的功用：提高压气机效率；承受和传递的负载；包容能力 20整流叶片与机匣联接的三种基本方法：榫头联接；焊接；环 21.多级轴流式压气机由前向后，转子叶片的长度的变化规律是逐渐缩短。 22.轴流式压气机叶栅通道形状是扩散形。 23.轴流式压气机级是由工作叶轮和整流环组成的。 24.在轴流式压气机的工作叶轮内，气流相对速度减小，压力、密度增加。 25.在轴流式压气机的整流环内，气流绝对速度减小，压力增加。 26.叶冠的作用：①可减少径向漏气而提高涡轮效率；②可抑制振动。 27.叶身凸台的作用：阻尼减振，避免发生共振或颤震，降低叶片根部的弯曲扭 转应力（防止叶片振动）。 28.涡轮工作条件：燃气温度高，转速高，负荷高，功率大 29.涡轮的基本类型：轴流式涡轮，径向式涡轮
航空发动机的一种新型主燃油泵设计
航空发动机的一种新型主燃油泵设计 离心泵是航空发动机燃油系统应用最多的增压泵，结构简单，体积小，质量轻，抗污染能力强，寿命长。具有同样优点的齿轮泵已成为采用最多的主燃油泵。若将离心泵和齿轮泵合为一体，设计成组合泵，既简化了传动机匣的设计，又减轻了质量，因此，这种组合泵的应用很有前途，尤其是在民航领域。但是，随着航空发动机推重比（或功质比）的不断增高，对泵的要求也在提篼，为此，在不断挖掘各种泵的潜力的同时，还要对新型燃油泵进行研究。 2航空发动机对主燃油泵的新要求寿命增压温升可靠性进口压力7Zm为满足上述要求，在泵的组合形式、设计计算、材料选择等方面均需有新的思路和创新。 3选型的创新众所周知，提高泵的转速是减轻泵的质量的主要途径，对现有广泛采用的离心-齿轮组合泵来说，离心增压泵提高转速的潜力很大，转速提高后，若要改善泵的吸人性能、提高汽蚀比转速，在其叶轮进口设置诱导轮即可。而齿轮泵则难以满足要求，其原因：一是齿轮栗在高速、高压、长寿命时值过大，滑动轴承设计困难，所以齿轮泵对转速的提高有一定的限制；二是在高流量比时，齿轮泵的大量回油将使低的温升目标难以实现。 经过俄罗斯和美国专家的共同研究试验，试制成功一种由带诱导轮的低压离心栗、变流量的高压离心泵和三级旋涡泵组合而成的新型
的主燃油泵，简称离心-高压变流量旋涡泵，如所示。这种泵的最大转速为27000r/min.为满足发动机对泵的新要求，这种组合泵中的离心泵在其设计思想上有着大胆的创新。 4.2航空发动机用离心泵的工作特点由于航空发动机有慢车、巡航、额定、最大（起飞）等工作状态，离心泵亦有与之相对应的不同的供油量，在这种情况下，传统设计把最大流量定为设计流量显然不合理，因为发动机在该状态下工作的时间短，高效率状态未充分显示出优越性。为了减少功率消耗，减轻泵的质量，应该选择发动机工作时间最长的巡航状态的流量作为设计流量。 4.3离心泵设计流量的确定发动机巡航状态的需油量约为最大流量的70%，这时离心泵的效率曲线如所示。在这种情况下，发动机最大状态时泵的效率还是比较高的，但由于设计流量是原来的70%，泵的体积就可明显减小，以利于泵的功质比的提高；而在发动机巡航状态，由于泵的效率的提高，则又可减少发动机的功率消耗。 4设计思想的创新设计思想的创新主要表现在离心泵设计点流量的选择与传统设计不同。 4.1民用泵的运行区间离心泵的特性曲线一般是指转速一定时，泵的扬程H（AP）、效率7、温升At、消耗的功率N与流量Q的关系曲线，心=/（<3）及JV=/（Q），如所示。设计理想的离心泵应该在设计流量Qd运行时，扬程达到设计要求Hd，同时效率要最高。为了扩大泵的使用范围，又不使效率过低，一般将设计流量的80% ~120%定为离心泵的运行区间。
航空发动机滑油系统常见故障分析
- 31 - 高 新 技 术 性，把轴承安装位设置为固定约束，由于巴哈赛车运行工况恶劣，有可能在某一时刻会发生3种极限同时出现的情况，因此将3种工况下的受力合并后统一乘以1.5倍的安全系数施加在轮毂上，以保证在各种工况下轮毂都能满足其使用要求。最后将显示选项设置为非平均值，优化目标为减重50 %，运行ANSYS 软件得到轮毂拓扑优化结果。 从3种极限工况下50 %拓扑减重图中可以看出，原设计下的轮毂在3种极限工况下的拓扑优化结果各不相同，在综合考虑3种极限工况下的应力图以及3种极限工况下的50 %拓扑减重图后发现，其需要减重的主要部位在于安装轮辋以及制动盘安装的法兰支撑臂中，因此，在安装轮辋的法兰支撑臂以及安装制动盘的法兰支撑臂处，采用数铣加工工艺进行轻量化处理以降低质量。 ３．２ 轮毂结构设计校核 为使最终优化完成的轮毂能满足其刚度、强度要求，再 次将最终设计的轮毂导入ANSYS Workbench 中进行静力学仿真，并利用3种工况下的载荷进行强度校核。轮毂受力在乘以安全系数后仿真出的最大应力均低于材料屈服强度320 MPa，应变也没有变大。优化结果见表1。 表1 优化结果对比表 优化前优化后变化率紧急制动工况下的最大应力／ＭＰａ２５．６７７４３．１２２５９．５４ ％越过不平路面工况下的最大应力／ＭＰａ５．２０９８１７．１２９３０．４１ ％急转向工况下的最大应力／ＭＰａ ２２．６１４３８．６４５５８．５１ ％轮毂质量／ｋｇ ０．４９ ０．３２７ ６６．７３ ％ ４ 结语 该文分析得出轮毂法兰的最大应力制动盘安装位处，且均小于材料的许用应力，因此认为该轮毂满足静力强度的要求，其安装轮辋以及制动盘安装的法兰支撑臂中存在较大的冗余量。而后结合拓扑优化模块对轮毂进行了轻量化设计。最后对设计的轮毂进行了结构静力学分析的效验，结果显示该轮毂满足其设计的强度、轻量化及其使用要求。参考文献 [1]吴国瑞，陈晓鹏，张世琪.铝合金轮毂的优势与热处理[J].内燃机与配件，2018（23）：105-106.[2]王新建，张蕊，耿杰，等.巴哈赛车转向节结构优化设计[J].天津职业技术师范大学学报，2018，28（3）：42-46. [3]吴国瑞，陈晓鹏，张世琪.汽车铝合金轮毂铸造技术工艺应用研究[J].内燃机与配件，2018（24）：81-82. １ 滑油系统基本组成１．１ 滑油箱 滑油箱分为干槽式和湿槽式2种。干槽式滑油箱的特点是拥有独立的外部油箱。如果滑油存在于发动机内集油槽或集油池中，则称为湿槽式滑油箱。现在的涡扇发动机绝大部分是干槽式。加油可以是重力加油或压力加油。加油口应标注“Oil”和油箱容量。通过目视检查口盖可以清楚地看到滑油箱中的实际滑油存储量，为重力或压力加油提供依据。油箱应留有容量为10 %或0.5 gal 的膨胀空间。油箱中的传感器用来测量油箱滑油量，并在驾驶舱仪表上显示出来。 １．２ 滑油冷却器 燃油/滑油热交换器的功能是使滑油在任何操作情况下都能保持足够的温度。不过燃油温必须保持在1.7 ℃~143 ℃以防燃油结冰和燃油气化。滑油绕着燃油流过的管路流动。滑油需要循环使用，因此必须将滑油的热量散掉。温度控制活门决定了滑油是否通过散热器。滑油温度低时，不需要散热，温度控制活门打开，滑油旁通，不进行热交换；滑油温 度高时，温度控制活门关闭，迫使滑油同燃油或者空气进行热交换。 １．３ 滑油滤 在供油路和回油路上都装有滑油滤以保证滑油清洁。油滤有旁通活门，一旦油滤堵塞，旁通活门打开。用油滤压差电门监视油滤是否堵塞。当油滤前、后压差过大时，给驾驶舱信号，显示油滤堵塞。 １．４ 其他各类部附件 磁屑探测器又称磁性堵塞，安装在回油路上探测金属粒子，判断发动机内部机件工作状态。其内部的永久磁铁和滤网吸附含铁及不含铁的粒子、碎块。磁屑探测器应定期拆下检查，在高倍放大镜下观察分析。磁屑探测器有自封活门，防止磁性堵塞拆下时滑油流出；接通驾驶舱告警系统，提供指示；油气分离器；为防止滑油箱、齿轮箱和轴承腔中的压力过高，在滑油系统中有通大气的通风口。在空气通往机外之前，空气中的油滴被油气分离器分离出来。通过油气分离器，去除气泡、蒸汽，防止供油中断或破坏油膜，减少滑油 航空发动机滑油系统常见故障分析 张 椋 （上海工程技术大学，上海 201600） 摘 要：该文运用可靠性维修理论对飞机滑油系统故障进行分析和研究，并详细叙述了处理故障的方法。飞机滑油系统故障分析的内容是运用AMM（飞机维护手册）手册对飞机滑油系统的工作原理、结构、内部系统以及飞机滑油系统故障原因进行分析研究。关键词：航空发动机；滑油系统；故障分析中图分类号：TP18 文献标志码：A
航空发动机原理复习题
发动机原理部分 进气道 1.进气道的功用： 在各种状态下, 将足够量的空气, 以最小的流动损失, 顺利地引入压气机; 2.涡轮发动机进气道功能 冲压恢复—尽可能多的恢复自由气流的总压并输入该压力到压气机。提供均匀的气流到压气机使压气机有效的工作.当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时, 通过冲压压缩空气, 提高空气的压力 3.进气道类型： 亚音进气道：扩张型、收敛型；超音速：内压式、外压式、混合式 4.冲压比：进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值∏i=P1*/P0*。 影响进气道冲压比的因素：流动损失、飞行速度、大气温度。 5.空气流量：单位时间流入进气道的空气质量称为空气流量。 影响因素:大气密度, 飞行速度、压气机的转速 压气机 6.压气机功用：对流过它的空气进行压缩，提高空气的压力。供给发动机工作时所需 要的压缩空气，也可以为坐舱增压、涡轮散热和其他发动机的起动提供压缩空气。7.压气机分类及其原理、特点和应用 （1）离心式压气机：空气在工作叶轮内沿远离叶轮旋转中心的方向流动. （2）轴流式压气机：空气在工作叶轮内基本沿发动机的轴线方向流动. （3）混合式压气机： 8.阻尼台和宽叶片功用 阻尼台：对于长叶片，为了避免发生危险的共振或颤振，在叶身中部带一个减振凸台。 宽弦叶片：大大改善叶片减振特性。与带减振凸台的窄弦风扇叶片比，具有流道面积大，喘振裕度宽，及效率高和减振性好的优点。 9.压气机喘振： 是气流沿压气机轴向发生的低频率、高振幅的气流振荡现象。 10.喘振的表现: 发动机声音由尖锐转为低沉，出现强烈机械振动. 压气机出口压力和流量大幅度波动，出现发动机熄火. 发动机进口处有明显的气流吞吐现象，并伴有放炮声. 11.造成喘振的原因 气流攻角过大，使气流在大多数叶片的叶背处发生分离。 燃烧室 12.燃烧室的功用及有几种基本类型 功用：用来将燃油中的化学能转变为热能，将压气机增压后的高压空气加热到涡轮前允许的温度，以便进入涡轮和排气装置内膨胀做功。 分类：单管（多个单管）、环管和环形三种基本类型 13.简述燃烧室的主要要求点火可靠、燃烧稳定、燃烧完全、燃烧室出口温度场符合要 求、压力损失小、尺寸小、重量轻、排气污染少 14.环形燃烧室的结构特点、优缺点 结构特点：火焰筒和壳体都是同心环形结构，无需联焰管 优点：与压气机配合获得最佳的气动设计，压力损失最小；空间利用率最高，迎风面积最小；可得到均匀的出口周向温度场；无需联焰管，点火时容易传焰。 缺点：调试时需要大型气源； 采用单个燃油喷嘴，燃油—空气匹配不够好； 火焰筒刚性差；
航空发动机专业词汇
航空发动机专业词汇 Part 1 Para. 1 gas turbine engine 燃气涡轮发动机 aircraft 飞机，飞行器（单复同形）power plant 发动机，动力装置appreciate 理解，意思到 prior to 在…之前 propulsion 推进 reaction 反作用 jet 喷气, 喷射, 喷气发动机designer 设计师 initially 最初，开始时unsuitability 不适应性 piston engine 活塞发动机airflow 空气流 present 带来, 产生 obstacle 障碍 Para. 2 patent 专利, 获得专利 jet propulsion engine 喷气推进发动机 athodyd 冲压式喷气发动机 heat resisting material 耐热材料develop 研究出，研制出 in the second place 其次inefficient 效率底的 ram jet, ramjet冲压式喷气发动机 conception 构想, 设计，概念Para. 3 grant 授予 propulsive jet 推进喷射 turbo-jet engine 涡轮喷气发动机 turbojet turbo-propeller engine涡轮螺桨发动机 turboprop Vickers Viscount aircraft 维克斯子爵式飞机 be fitted with 配备 term 术语, 称为, 叫做 twin-spool engine 双转子发动机triple-spool engine三转子发动机by-pass engine 双涵道发动机ducted fan 涵道风扇发动机unducted fan (UDF) 无涵道风扇发动机propfan 桨扇发动机 inevitable 不可避免的, 必然的 p.4 propeller 螺旋桨 basic principle 基本原理 effect 产生 propel 推进 solely 单独, 只 thrust 推力 p.5 popularly 普遍地, 一般地 pulse jet 脉动式喷气发动机 turbo/ram jet 涡轮冲压式喷气发 动机 turbo-rocket 涡轮火箭 p.6 accelerate 加速 acceleration 加速度 apparatus 装置, 机器 slipstream 滑流 p.7 momentum 动量 issue 冒出 to impart M to N 把M给与N revolve 旋转 p.8 whirl 旋转 sprinkler 喷水器 mechanism 机构 by [in] virtue of 依靠 hose 软管 afford 提供 carnival 狂欢节 p.9 definitely 确切地, 明确地 assume 想象, 以为 expel 排出, 驱逐 propulsive efficiency 推进效率 Page 3 p.10 differ 不同 convert 转换 p.11 thermodynamic 热动力的 divergent 扩散 diverge 扩散 convergent 收敛 converge收敛 entry 进气段 exit 排气管 kinetic energy 动能 air intake 空气进口 diverging duct 扩散管道 outlet duct 排气管 missile 导弹 target vehicle 靶机 p.12 intermittent combustion 间断式 燃烧 aerodynamic 空气动力的 involve 具有 robust 结实的, 坚固的 inlet valve 进气阀 inject 喷入 eject 喷出 depression 降压, 减压 exhaust 排气 cycle 循环 helicopter rotor propulsion 直升飞机旋翼驱动器 dispense with 省去, 无需 resonate 共振 resonating cycle 共振循环 fuel consumption 燃油消耗 equal 比得上 performance 性能 p.13 decompose 分解 p.14 inherent 固有的 draw 吸入 p.15 arrangement 结构 simplicity 简单性 subsequent 接下来的 thermodynamic 热力的 Page 7 p.16 disturbance 扰动 blade-tip 叶尖 departure from 背离 p.17 offset 抵消 exceed 超过 p.18 Mach number 马赫数 p.19 variable intake 可变进口 afterburning 加力燃烧 variable nozzle 可调喷口
某型航空发动机滑油系统故障分析
某型航空发动机滑油系统故障分析 发表时间：2018-10-30T11:19:25.287Z 来源：《防护工程》2018年第17期作者：罗崴[导读] 某型航空发动机滑油系统主要功能是对发动机进行润滑和散热，保证发动机的正常工作。 中国航发哈尔滨东安发动机有限公司黑龙江哈尔滨 150066 摘要：某型航空发动机滑油系统主要功能是对发动机进行润滑和散热，保证发动机的正常工作。某型号发动机使用过程中，滑油系统的故障，是比较常见的。本文介绍了某型号发动机滑油系统的组成、结构及工作原理，分析常见故障，并从原理上进行分析。 关键词：航空发动机滑油系统故障处理方法 1 引言 航空发动机空中飞行时滑油消耗量大故障近年来在外场屡有发生，对飞行安全的影响较为严重。这类故障表现的特点往往有：(1)地面试车时，发动机滑油消耗量正常，滑油无外漏现象；(2)飞行时滑油消耗量大，尤其是连续飞行时；(3)飞行后，发动机下部蒙皮有较多滑油痕迹。本文简要的介绍了该型发动机滑油系统，总结了滑油系统常见故障发生机理，分析了其原因，并给出了排故方案。 2 发动机滑油系统 该型发动机滑油系统为封闭式反向循环系统，主要作用是向发动机主轴轴承、接触式密封装置、中央传动齿轮、附件传动机匣的齿轮、轴承提供用于润滑及冷却的滑油，从而保证其正常工作。 2.1 航空发动机附件封严装置和漏油放油系统结构特点 对航空发动机附件机匣而言，其附件转接座有两种结构(见图1)，一种带一道封严装置，如主泵转接座，加力泵转接座；一种不带封严装置，如左右液压泵转接座，离心增压泵转接座。对飞机和发动机附件而言，其传动腔安装座也有两种结构，一种带一道封严装置，如主泵和加力泵安装座。当附件安装到附件机匣上后，不论对哪种结构的附件和附件机匣转接座，附件机匣内腔和附件内腔之间就都存在两道封严装置，一是用来封严燃油外漏，二是用来封严滑油外漏。这两道封严装置之间形成一个空腔，再通过漏油管连接到漏放油系统的前漏油收集器。发动机漏油放油系统的一个作用就是排出发动机附件的密封装置渗漏的燃油、滑油和液压油。当发动机工作时，从附件机匣一侧封严装置泄漏出来的滑油和从附件一侧封严装置泄漏出来的燃油(或液压油)进入两道封严装置之间的空腔内，再通过漏油管进入前漏油收集器，最后由P2空气引射至机外。如果这些封严装置中的某一道存在缺陷，当发动机工作时，就可能会造成滑油消耗量大故障。 2.2 滑油系统工作原理 发动机滑油系统由四大子系统组成，分别是供油系统、回油系统、通气系统、密封装置增压系统。 （1）供油系统。本系统的作用是将滑油增压并提供给发动机，对轴承、齿轮等进行冷却和润滑。供油系统的组成附件为：滑油箱、增压泵、主燃滑油散热器、供油滤、转换活门、加力燃滑油散热器、单向活门及各喷嘴。当发动机未接通加力时，滑油供油流路是：滑油箱→增压泵→主燃滑油散热器→供油滤→转换活门→单向活门→各喷嘴→润滑部位。当发动机接通加力时，滑油供油流路是：滑油箱→增压泵→主燃滑油散热器→供油滤→转换活门→加力燃滑油散热器→单向活门→各喷嘴→润滑部位。 （2）回油系统。本系统的作用是将润滑发动机各部件后的滑油抽回到油箱中，并分离油中的空气，以便循环使用。回油系统的组成为：3个主轴承腔、飞机附件机匣、发动机附件机匣、四级回油泵、飞机附件机匣回油泵、金属屑末信号器、动压式油气分离器、滑油箱。滑油回油流路是：3个主轴承腔、发动机附件机匣、飞机附件机匣→四级回油泵、飞机附件机匣回油泵→金属屑末信号器→动压式油气分离器→滑油箱。 （3）通气系统。本系统的作用是将发动机各密封漏入滑油系统的空气在与滑油分离之后排出发动机。通气系统的组成为：各轴承腔、离心通风器、前通风器、后通风器、滑油箱、油气分离器（在滑油箱中）、通风管组件（在滑油箱中）、高空活门。滑油系统的通气系统有两种方式：一种是前轴承腔、发动机附件机匣、飞机附件机匣及滑油箱的空气管路相连通，从一支点密封装置漏入前轴承腔的空气及中、后轴承腔回油泵抽回的空气经发动机附件机匣内的离心通风器和高空活门排入大气；另一种通气方式是采用轴心通风，即经密封装置漏入中、后轴承腔的空气由低压涡轮轴内的前后轴心通风器从低压涡轮轴轴心排入发动机尾锥后的加力燃烧室。 （4）密封装置增压系统。本系统的作用是对发动机各轴承腔进行密封及各密封装置外增压。密封增压系统的组成为：No.1圆周石墨密封、No.2双联圆周石墨密封、No.3圆周石墨密封、No.4篦齿密封、No.5圆周石墨密封及后盖。前轴承腔No.1轴承后采用一道石墨密封，中轴承腔No.2轴承前采用双联石墨密封，No.3轴承后采用一道石墨密封。后轴承腔No.4轴承前为篦齿密封，No.5轴承前为石墨密封，后通风器与后盖间采用篦齿密封。前轴承腔密封外增压采用风扇后的空气，中轴承腔密封外增压采用高压三级后空气。后轴承腔密封外增压采用高压二级后空气。 3 常见故障浅析 该型发动机使用过程中滑油系统主要有三类故障，分别为滑油压力不合格、滑油温度不合格和滑油消耗量大，以下主要针对三种情况从原理上进行简单的分析，供对从事发动机使用维护的同仁有所借鉴。 3.1 滑油压力不合格 该型发动机使用过程中，滑油压力常出现压力不合格。从滑油系统原理可以知道，滑油压力不正常，问题出现在供油系统上。再看看供油系统，有两个可能造成滑油压力低。第一种是滑油箱滑油少供应不足，但是开车前必须保证滑油箱油位不低于允许最低值，除非漏油，否则不可能造成滑油箱油量少。 3.2 滑油温度不合格 从发动机滑油系统原理知道，滑油系统温度主要有前腔、中腔、后腔和散热器能够影响滑油温度。当出现某腔滑油温度高，可能是轴承齿轮啮合的阻力大，摩擦产生的热量多而造成温度升高，可以通过增加滑油压力来增加某腔的供油和加大某腔的回油能力来达到加速循环降低温度。如果某腔温度还高，可能是燃滑油散热器芯体损坏或脏污造成阻力过大，导致一部分燃油或滑油从旁路活门流过，造成滑油得不到充分冷却。
全球航空发动机制造技术经验状况
精心整理 全球航空发动机制造技术状况 ???航空制造是制造业中高新技术最集中的领域，整个制造过程对材料、工艺、加工手段、试验测试等都有极高的要求，而航空发动机技术则是高新技术中的尖端代表。美国国家关键技术计划说明文件将航空发动机技术描绘成“是一个技术精深得使新手难以进入的领域，它需要国家充分保护并利用该领域的成果，长期数据和经验的积累，以及国家大量的投资。 （一）航空发动机技术特点 ???航空发动机的特点在于其工作状况复杂、制造要求高、研制周期长、研制费用高。 表1?航空发动机特点 ???经过半个多世纪的发展，全球航空涡轮发动机技术取得了较大的进步： 表2?发动机性能特点 ???国外的航空发动机制造已经达到了相当高的技术水平，其发展趋势主要体现在战斗机、运输机和直升机这三种类型的发动机上： 表3?三类涡轮发动机发展趋势 ???战斗机发动机和运输机发动机在性能的要求上是各有不同的，战斗机发动机追求的是极限性能和高负荷；而运输机发动机则要求的是可靠性、经济性等指标。而越来越显着的特点就是高性价比则是军用和民用发动机都追求的目标。 ???处于航空发动机技术前列的国家不断实施各种技术发展计划，推动着发动机各项性能的提高，在实施这些技术发展计划的过程中，不断涌现着新技术。这些新技术的趋势显示出高效和经济性是发动机未来发展方向。 表4?航空燃气涡轮发动机不断涌现的新技术 #p#分页标题#e# （二）国内外航空发动机应用 ???1、军用航空发动机国内外仍具有代差 ???军用航空发动机整机研制生产的国家不多，这与航空发动机技术在各国之间市场化交流相对较少，处于较封闭的状态有关。为了战略考虑，一般各国战斗机所装配的发动机在各国国内或联盟内采购。
航空发动机滑油系统1实验 -实验报告 (自动保存的)
BASICS ON AIRBREATHING ENGINES
Figure1 2D engineering drawing Figure2 2D engineering drawing
Figure3 3D engine view This engine is a twin-spool single-stage centrifugal high-bypass turbofan engine. Reasons: There are two shafts: HP and LP shaft; The HP compressor is centrifugal and only one compressor; There is two gas streams and the ratio of mass flow is high(>7.4 at design point); There is a fan in front of the engine. 3) What are the three operating phases that will be founded in any type of propulsion? What are the mechanic parts that will be used for the realization of these three phases? Provide a schematic of these three phases and the mechanics parts associated. Answers : The three operating phases in any type of propulsion is: air compress, fuel combust, gas expansion. The mechanical parts for these phases are: compressor, combustion chamber, turbines.