民航专业文献 客机防火系统

民航专业文献 客机防火系统
民航专业文献 客机防火系统

十客机防火系统

1.功用:提供防火监控区域的着火警告信号,并可对发动机和APU采用灭火措施。

2.组成:飞机上防火系统包括机体防火系统、发动机防火系统和APU防火系统。

3.机体防火系统

3.1功用:向机组提供相应部位的火警过/过热信号。

3.2组成:包括四部分内容,分别是:主轮舱火警探测、翼身过热探测、厕所烟雾探测和厕所垃圾

箱灭火。

3.3主轮舱防火系统

功用:感受主轮舱内的高温情况,并给出相应警告。

组成:系统由火警探测器、探测警告电路、红色警告灯和警铃组成。

位置:火警探测器安装在主轮舱顶板上。红色警告灯位于P8板和P7板上。火警警铃装在音响警告设备盒M315内。警铃切断电门在P8板上,轮舱火警警告灯右边。控制警告和测试电路在设备舱过热附件装置M237内,M237位E/E舱E3-2设备架,试验电门在P8板上。

工作原理:当火警探测器感受到高温时,产生一个接地信号送到M237内的控制电路,该电路接通红色警告灯和警铃。

轮舱火警探测器:是连续式探测元件。在因康合金管子的中心有一根导线,导线和管子之间充填由共晶盐浸过的绝缘材料。此共晶盐的电阻在常温下很高,近似绝缘体。当温度升高到440℉/227℃时,其电阻突然减小,将中心导线和合金管连通,因康合金管是接地的,中心导线和控制电路相连,因此控制电路就得到一个接地信号。

设备舱过热附件装置(M237):设备舱过热附件装置里包含了左右翼身过热警告系统和轮舱火警探测系统的电路,根据探测元件的感应来提供警告信号。装置里包含了自检电路,可通过前面板上的四个按钮和显示器、指示灯来进行系统自检工作。自检方法和故障代码说明在前面板上。

主轮舱火警指示:当火警探测器感受到主轮舱温度过高(超过440℉/227℃)时,P8板上的红色轮舱(WHEEL WELL)警告灯和P7板上的红色火警(FIRE WARN)警告灯亮。火警警铃也响,可通过P8板上的警铃切断(BELL CUTOUT)电门可取消警铃。

测试:将P8板上的测试(TEST)电门放到“OVHT/FIRE”位,轮舱火警测试继电器K5接通,火警探测器接地,模拟一个火警信号,则警告灯亮,火警警铃响。

3.4翼身过热探测

功用:感受由气源总管渗漏而引起的过热情况,在P5板上的警告灯和P7板上的主警告灯亮,给驾驶员提供警告信息。

组成:由过热探测元件、控制警告电路和警告灯组成。

位置:翼身过热探测元件沿气源总管分布,在机身左边有13个元件,分布在发动机吊架、机翼前缘、空调舱、龙骨粱、后货舱和机身46、48段内。在机身右边有6个元件,分布在发动机吊架、机翼前缘和空调舱内,警告灯在前头顶板上的引气控制面板(P5-10)上,面板上还有测试电门。控制警告电路在M237内。

过热探测元件:此探测元件和轮舱火警探测器和结构相同,但共晶盐的限定温度不同。在此元件内,共晶盐在255℉/124℃或310℉/154℃时导通。机翼前缘和发动机吊架内的过热探测元件控制温度为310℉/154℃,其余的过热探测元件控制温度为255℉/124℃。

过热警告:当机身左边的13个过热探测元件中有任一个感受到高温,就产生一个接地信号,提供到M237,M237内的逻辑电路输出,点亮P5-10板上的琥珀色的右翼身过热(WING-BODY OVERHEAT)警告灯,同时主警告灯和信号牌上“AIR COND”灯亮。当机身右边的6个过热探测元件中有任一个感受到高温,也产生一个接地信号,提供到M237,M237的输出点亮P5-10板上琥珀色的右翼身过热(WING-BODY OVERHEAT)警告灯,同时,主警告灯和信号牌上“AIR COND”灯亮。

测试:在P5-10板上有一个过热测试(OVHT TEST)电门。按压测试电门,就通过过热测试继电器K6产生一个接地信号,模拟过热情况,如果M237内相关电路正常,则4S后,两个过热警告灯亮。

3.5厕所灭火瓶

功用:当厕所内的垃圾箱或洗手池下面隔舱出现火警,自动将灭火剂释放到对应区域灭火。

位置:灭火瓶组件藏在洗手池的下面。

灭火瓶组件:由灭火瓶和传感器组成。灭火瓶大约500g 重。有两根释放管子,一根在洗手池下面,一根伸到垃圾箱内。传感器实际上是封闭灭火剂释放管出口的易熔焊料,当温度超过175℉/79℃时,焊料熔化,灭火剂释放。

指示器:在洗手池下面,垃圾箱侧壁上,贴了一根温度敏感磁条,如果出现过高温,对应的温度区就会变黑,灭火剂肯定释放了。对指示器应定期检查,若发现指示器有高温指示,应更换灭火瓶和温度指示器。

3.6厕所烟雾探测系统

功用:当感受到厕所出现大量烟雾时,发出灯光和音响警告。

位置:烟雾探测器安装在每个厕所的顶板上。

烟雾探测器:探测器由面板、壳体、传感装置、喇叭和警告电路组成。在面板上有一个绿色的电源指示灯和一个警告切断电门,有些飞机上装的烟雾探测器面板还有一个自检电门。传感装

置使用放射性离子来探测空气中的烟雾离子浓度,超过预定临界值,即向警告电路提供作动信号。警告电路点亮传感装置上的红色指示灯,并通过喇叭驱动器使喇叭发出音响警报。在有些飞机上,警告电路还点亮P5板上的厕所烟雾(LAV SMOKE)警告灯和作动呼叫乘务员电路,使前、后出口指示牌下面的琥珀色灯亮,并产生一个高音谐声。

操作:当出现厕所烟雾警告后,按压烟雾探测器面板上的警告切断电门,可取消警告。但是若烟雾浓度依然过高,当松开警告切断电门时,警告信息又会出现。

测试:如果烟雾探测器面板上没有自检电门,需要测试时,可在确认电源指示灯亮时,将烟雾吹入探测器内,观察是否有警报出现,然后按压警告切断电门,取消警报。如果烟雾探测器面板上有自检电门,可直接按压自检电门,直接给警告电路一个作动信号,观察是否有警报出现,然后按压警告切断电门取消警报。

4.发动机防火系统

4.1功用:用来探测、指示和熄灭发动机短舱中的失火。

4.2组成:发动机防火系统由火警探测系统和灭火系统组成。

4.3发动机火警探测系统

功用:探测并指示发动机短舱火警。

组成:由过热和火警探测器、控制和测试电路、警告灯和警铃等组成。

工作原理:当探测器感受到高温时,根据温度不同,输出过热或火警信号,控制电路使琥珀色或红色警告灯和警铃工作,向驾驶员提供警告信息。

过热和火警探测器:

位置:探测器有四段,分别安装在风扇机匣下部、风扇机匣上部、吊架内和涡轮机匣上。

构造:每段探测器由一根支撑管和安装它上面的二根完全相同的感应元件组成,形成A、B两条探测环路。

工作:探测器的警告调定温度有两个,当达到较低的调定值时,系统给出过热警告,当达到较高的调定值时,系统才给出火警警告。风扇机匣上探测器的较低值是350℉/177℃,较高调定值是530℉/277℃,涡轮机匣上的探测器的较低调定值是650℉/343℃,较高调定值是850℉/454℃。

发动机和APU火警探测附件装置M279:

功用:包括了发动机过热和火警指示、故障指示、警告取消和测试的所有电路。

位置:位于E/E舱内,E3-3设备架上。

结构:M279的前面板上有四个用于发动机的琥珀色指示灯和一个故障/不工作测试电门。

工作:若发动机上某上探测环路故障,对应的琥珀色灯点亮。

测试:按压每个指示灯可检测灯泡是否损坏。按压故障/不工作测试电门,检测所有探测电路,若没有故障,四个琥珀色灯都亮,若某个灯不亮,对应的电路板应更换。

警告指示:

组成:警告灯有琥珀色的主警告灯,信号牌上的“OVHT DET”灯和P8-1板上的发动机过热灯和故障灯,红色的火警警告灯(P7)和灭火手柄灯(P8),警铃在音响警告箱M315内。

工作:当探测器感受到发动机过热时,P8-1板上的相应发动机过热警告灯点亮,同时P7板上的主警告灯和信号牌“OVHT/DET”灯也亮。当探测器感受到火警时,P8-1板上对应灭火手柄顶端的红灯亮,同时P7板上火警警告灯亮,警铃响。当探测器或控制电路有故障时,故障警告灯亮。

系统工作:正常情况下当探测器感受正常温度时,控制电路处于待用状态,所有指示灯不亮,警铃不响。过热情况下,当风扇机匣上的探测器感受到350℉/177℃过热,或涡轮机匣上的探测器感受到650℉/343℃过热时,控制电路输出过热警告信号,使P8-1板上的相应发动机过热警告灯亮,相应灭火手柄松锁,同时,P7板上的主警告灯和信号牌上“OVHT/DET”灯也亮。

火警情况下当风扇机匣上的探测器感受到530℉/277℃高温,或涡轮机匣上的探测器感受到850℉/454℃高温时,控制电路输出发动机火警信号,使得P8-1板上相应灭火手柄松锁,且灭火手柄顶端红灯亮,同时,P7板上两个火警警告灯亮,警铃响。按压任一火警警告灯或P8-1板上的警铃切断电门,可以熄灭P7板上的火警警告灯,并使警铃停响。故障情况下当探测器或控制电路出现故障,P8-1板上的故障警告灯亮,M279前面板上的相应琥珀色灯也亮。

测试:将P8-1板左侧的测试电门放到“OVHT/FIRE”位,可以检测过热和火警控制电路的完整性。

如果控制电路是完好的,琥珀色的发动机过热灯、红色的火警警告灯和灭火手柄顶端灯亮,火警警铃响。将P8-1板左侧的测试电门放到“FAULT/INOP”位,可以检测探测器线路,如果探测器线路是完好的,P8-1板上的故障灯亮,并且E3-3设备架上的M279前面板上四个琥珀色灯也亮。

4.4发动机灭火系统

功用:向失火的发动机短舱提供隋性气体灭火。

组成:由灭火手柄、灭火瓶和灭火瓶释放指示灯组成。

工作原理:当出现火警时,灭火手柄自动松锁,操纵灭火手柄,可往相应失火短舱提供两次灭火剂释放,当灭火瓶释放后,P8-1板上的相应灭火瓶释放指示灯点亮。

灭火瓶:

功用:储存灭火剂,用来熄灭发动机短舱里的火。

位置:灭火瓶有两个,都位于左主轮舱上方的左后角,靠前的灭火瓶在驾驶舱定为左灭火瓶,靠后的灭火瓶在驾驶舱定为右灭火瓶。

组成:球形灭火瓶上装有压力表和压力电门、安全释放口和两个带爆炸帽的正常释放口。

工作:每个灭火瓶在70℃时,装有氮气灭火剂的压力为800PSI,通过灭火手柄对爆炸帽的操作,可向任一发动机短舱实施两次灭火。如果由于环境温度过高(超过266℃),灭火瓶内压力太大,可通过安全释放口往轮舱里释放灭火剂,如果高温是由轮舱失火造成的,还起到轮舱灭火功能。在安全释放口有一个红色圆片,当安全释放时,红片会被吹掉。观察红片是否存在,可判定灭火瓶是否已安全释放。对于已释放的灭火瓶,必须及时更换。

发动机灭火操作:当发动机火警探测器探测到火警时,相应发动机灭火手柄松锁。如果没有松锁,可人工按压手柄下面的超控柱塞来松锁。松锁后,拔出灭火手柄,则燃油关断活门关闭、PRSOV 关闭、液压关断活门关闭、反推关闭、断开EDP低压警告电路、发电机断开。向左或右转动灭火手柄可接通一个灭火瓶的爆炸帽电路,使一个灭火瓶向失火的发动机短舱释放灭火剂(向左转动释放左灭火瓶,后右转动释放右灭火瓶),如果火警还在,没有将火扑灭,可以将灭火手柄向反方向转动,将另一个灭火瓶也释放到失火的短舱。当灭火瓶释放,压力降到250 PSI时,P8-1板上的相应的灭火瓶释放指示灯点亮。

灭火系统测试:使用P8-1板上的灭火测试(EXT TEST)电门,可以检测发动机灭火瓶上的爆炸帽电路的完整性。把灭火测试电门扳到“1”位,检测两个灭火瓶上的1号爆炸帽,把灭火测试电门扳到“2”位,检测两个灭火瓶上的2号爆炸帽。如果爆炸帽电路完好,则相应的绿色灯

5.APU防火系统

5.1功用:用来感受、指示和熄灭APU舱内的失火。

5.2组成:APU防火系统由火警探测系统和灭火系统组成。

5.3APU火警探测系统

功用:探测并指示APU舱的火警。

组成:由火警探测器、控制和测试电路、警告灯和警铃组成。

工作原理:当探测器感受到高温时,给控制电路一个信号,使红色警告灯亮,警铃和警告喇叭响。

APU火警探测器

位置:探测器位于APU底部,排气管前沿和APU隔热罩外侧。

工作:当APU上温度达到400℉/204℃,或排气管温度达到750℉/399℃,或隔热罩温度达到360℉/182℃时,给控制电路一个火警信号。

发动机和APU火警探测附件装置M279:

功用:包括了APU火警指示、故障指示、警告取消和测试的所有电路。

结构:在M279前面板上有一个琥珀色的指示灯,和一个测试电门。

工作:当APU火警探测系统没有故障时,APU指示灯灭。如果有故障出现,APU指示灯点亮。

测试:当按压测试电门时,APU指示灯亮表示探测电路能正常工作。如果APU指示灯不亮,则APU 火警探测电路板必须更换。当按压测试电门时,P8-1板上的APU探测器不工作(APU DET INOP)灯也亮。APU指示灯还可以通过直接按压来检测灯泡。

APU火警指示:

组成:在P7板上有红色火警警告灯,在P8-1板上APU灭火手柄顶端有红色灯,在音响警告装置M315中有火警警铃,在右主轮舱后壁板上有红色APU火警警告灯和警告喇叭。

工作:当探测器感受到火警(温度到达预定温度)时,P7板上火警警告灯亮,P8-1板上APU灭火手柄红灯亮,警铃响,轮舱后壁红色警告灯亮,如果飞机在地面,警告喇叭也响。按压任一火警警告灯或按压P8-1板上的警铃切断电门,都可取消P7板警告灯、和警铃、警告喇叭,灭火手柄灯和轮舱灯保持亮。

APU火警探测系统故障指示:当探测系统有故障时,M279前面板上琥珀色APU指示灯亮,P8-1板上琥珀色的APU探测不工作灯亮,同时P7板上主警告灯和信号牌上“OVHT/DET”灯也亮。

系统测试:使用P8-1板左边的测试电门可以对APU火警探测系统进行测试。将测试电门放到“OVHT/FIRE”位,模拟一个火警信号,如果控制电路是完好的,APU灭火手柄顶端红灯亮,P7板上火警警告灯亮,警铃响。将测试电门放到“FAULT/INOP”位,模拟一个探测系统故障,如果探测电路完好,P8-1板上琥珀色APU探测不工作灯亮,M279前面板上APU指示灯亮,同时,主警告灯和信号牌上“OVHT/DET”灯亮。

5.4APU灭火系统

功用:当APU舱出现火警时,可往APU舱内释放隋性气体灭火剂来灭火

组成:由P8-1板上灭火手柄,灭火瓶、P28板(在右主轮舱后壁上)上的操纵手柄和电门组成。

工作原理:当APU出现火警时,APU灭火手柄松锁,操作灭火手柄可以将灭火瓶内的灭火剂释放到APU舱灭火。飞机在地面时,还可在轮舱内操纵灭火。

APU灭火瓶:

功用:储存灭火剂。

位置:位于APU舱前面的机身内,有一个接近口盖在机身左侧、APU前面。

结构:灭火瓶是球形的,上面装有一个压力表,一个带爆炸帽的正常释放接头,一个带易熔塞的安全释放接头和一个压力电门接线插头。

工作:在环境温度70℉时,灭火瓶内储存有压力为600PSI的灭火剂。当爆炸帽电路接通,灭火

剂释放,通过管路进入APU舱进行灭火,同时机身蒙皮上的一个黄色圆被吹掉。当灭火瓶温度增加到266℉时,易熔塞熔化,灭火剂安全释放到机外,机身蒙皮上的一个红色圆片被吹掉。

5.5APU灭火操作

驾驶舱内灭火操作:当探测到失火时,驾驶舱内的APU灭火手柄自动松锁,也可通过按压灭火手柄下面的超控柱塞松锁。手柄松锁后,将灭火手柄拔出,将使APU燃油关断活门关闭、空气入口门关闭、发电机切断。把手柄向左或向右转动,可接通爆炸帽电路,灭火剂释放到APU 舱灭火。当灭火瓶压力降到250 PSI时,灭火瓶上的压力电门闭合,使P8-1板上的APU灭火瓶释放灯点亮。

轮舱内灭火操作:当出现APU火警时,拉轮舱内P28板上的灭火手柄,可关闭APU燃油关断活门、关闭APU空气入口门、切断发电机、使P28板上的灭火瓶释放电门处于待用状态。扳动灭火瓶释放电门,可接通爆炸帽电路,灭火剂释放到APU舱进行灭火,P28板上的灭火手柄可用来应急情况下关闭APU。

测试:使用P8-1面板上的灭火测试电门,可以检查爆炸帽电路。将电门扳到“1”或“2”位置,如果爆炸帽电路完好,则绿色灯点亮。

航空发动机附件传动系统研究

成都理工大学工程技术学院毕业论文 航空发动机附件传动系统研究 作者姓名:vvvvvv 专业名称:机械工程及自动化 指导老师:xxxxx 讲师

摘要 现代航空发动机功率和附件转速日益提高,需要高转速的附件传动系统与之匹配。高转速的附件传动系统,不仅能够传递更大的功率,而且减轻发动机的重量,提高推重比。 首先,论文阐述了附件传动设计的基本方法,对航空附件传动系统的特点进行分析,研究了将起动传动系统与高转速附件传动系统联结成一个传动系统的结构设计方法,并阐明了实现这种设计的关键是高速斜撑超越离合器。论文分析了将起动传动系统与附件传动系统联结成一个传动系统的关键件——超越离合器的工作原理。滑油系统是航空发动机机械系统的重要组成部分。随着中国航空发动机的发展,对其滑油系统的研究逐步深入,在系统的设计原理“系统热分析”系统组成部件“润滑油”系统检测等几个方面正在从仿制走向自行研制的道路。对发动机滑油系统的发展现状进行了分类描述,总结了未来发动机研制滑油系统的发展方向。 关键词:航空发动机高速附件传动超越离合器润滑油系统

Abstract Modern aviation engine power and accessories speed increasing, need high speed matching accessories for transmission system. High speed transmission of attachment, not only can deliver more power, and reduce the weight of the engine, increase in esteem. First of all, the thesis expounds the attachment transmission design, the basic method to analyze the characteristics of aviation accessory drive system; Will start transmission system is studied with high speed accessory drive system connected into the structure of a drive system design method, and illustrates the key is to realize the design of high-speed sprang overrunning clutch. Papers will start transmission system are analyzed and the accessory drive system connected into a transmission key-module, overrunning clutch working principle; Lubricating oil system is an important part of mechanical aircraft engine! With the development of China's aviation engine, the lubricating oil system of research gradually thorough, the design principle of the system “system thermal analysis system" compo nents “lubricating oil" system test and so on several aspects are developed by from imitation to road! Development status of engine lubricating oil system are classified description, summarizes the development direction of engine lubricating oil system in the future。 Keywords: aero-engine, high-speed, Thehigh-speedtrans missionat tachment, Lubricating oil system

航空发动机液压作动筒筒体工艺解析

龙源期刊网 https://www.360docs.net/doc/0211342018.html, 航空发动机液压作动筒筒体工艺解析 作者:黄晨华刘晓哲郑楠 来源:《中国新技术新产品》2016年第18期 摘要:本文主要对液压作动筒筒体的加工工艺进行解析,简要介绍了液压作动筒筒体的 特点,从结构及精度上进行筒体加工工艺的解析,明确筒体的工艺特点,围绕车削工序、磨削工序、铣削工序、热处理工序进行工艺优化改进,确定了筒体优化改进后的工艺路线,并重点介绍了筒体主要工作表面——活塞腔内孔和导杆孔的加工过程及控制要点。 关键词:液压作动筒筒体;工艺;活塞腔内孔;导杆孔 中图分类号:TH137 文献标识码:A 作动筒是航空发动机上的调节附件,主要功能是通过筒体内活塞杆的往复运动,推动加力燃烧室的调节环移动,改变喷口截面面积;移动压气机可调叶片的主动调节环,转动可调叶片;操纵放气机构打开放气带等。作为作动筒组件上的主要零件——筒体,其加工质量关系到整个组件的性能。 液压作动筒筒体主要工作表面是内孔,大端为活塞腔内孔,小端为导杆孔,小端外部有两个接嘴。液压作动筒筒体属于薄壁件,最薄处壁厚约2mm,材料为1Cr11Ni2W2MoV,毛坯为模锻件。 1.筒体的工艺分析 1.1 从结构上分析 如图1所示,不锈钢材料的液压作动筒筒体切削性能较好,结构主体属于回转体,但其小端外部分布着两个接嘴,给加工筒体大端时的装夹带来一定难度。 而筒体属于薄壁件,活塞腔内孔处最小壁厚仅为2mm,控制加工变形也成为液压作动筒筒体的一个工艺难点。 1.2 从精度上分析 如图1所示,活塞腔内孔尺寸公差5级,表面粗糙度Ra0.10μm,圆度公差0.02mm,表面镀铬;导杆孔尺寸公差7级,表面粗糙度Ra0.40μm,活塞导杆在液压作动筒筒体的导杆孔内运动,为保证活塞杆在导杆孔中运动灵活无卡滞,并且保证装配后的密封性能,需要控制导杆孔加工精度,要求活塞腔内孔与导杆孔之间跳动不大于0.03mm;大端外圆是宽度约为2mm的筋条;小端端头带有内螺纹,外部有接嘴,接嘴内锥面相对接嘴螺纹中径有跳动量要求。

飞机各个系统的组成及原理

一、外部机身机翼结构系统 二、液压系统 三、起落架系统 四、飞机飞行操纵系统 五、座舱环境控制系统 六、飞机燃油系统 七、飞机防火系统 一、外部机身机翼结构系统 1、外部机身机翼结构系统组成:机身机翼尾翼 2、它们各自的特点和工作原理 1)机身 机身主要用来装载人员、货物、燃油、武器和机载设备,并通过它将机翼、尾翼、起落架等部件连成一个整体。在轻型飞机和歼击机、强击机上,还常将发动机装在机身内。 2)机翼 机翼是飞机上用来产生升力的主要部件,一般分为左右两个面。 机翼通常有平直翼、后掠翼、三角翼等。机翼前后缘都保持基本平直的称平直翼,机翼前缘和后缘都向后掠称后掠翼,机翼平面形状成三角形的称三角翼,前一种适用于低速飞机,后两种适用于高速飞机。近来先进飞机还采用了边条机翼、前掠机翼等平面形状。

左右机翼后缘各设一个副翼,飞行员利用副翼进行滚转操纵。 即飞行员向左压杆时,左机翼上的副翼向上偏转,左机翼升力下降;右机翼上的副翼下偏,右机翼升力增加,在两个机翼升力差作用下飞机向左滚转。为了降低起飞离地速度和着陆接地速度,缩短起飞和着陆滑跑距离,左右机翼后缘还装有襟翼。襟翼平时处于收上位置,起飞着陆时放下。 3)尾翼 尾翼分垂直尾翼和水平尾翼两部分。 1.垂直尾翼 垂直尾翼垂直安装在机身尾部,主要功能为保持飞机的方向平衡和操纵。 通常垂直尾翼后缘设有方向舵。飞行员利用方向舵进行方向操纵。当飞行员右蹬舵时,方向舵右偏,相对气流吹在垂尾上,使垂尾产生一个向左的侧力,此侧力相对于飞机重心产生一个使飞机机头右偏的力矩,从而使机头右偏。同样,蹬左舵时,方向舵左偏,机头左偏。某些高速飞机,没有独立的方向舵,整个垂尾跟着脚蹬操纵而偏转,称为全动垂尾。 2.水平尾翼 水平尾翼水平安装在机身尾部,主要功能为保持俯仰平衡和俯仰操纵。低速飞机水平尾翼前段为水平安定面,是不可操纵的,其后缘设有升降舵,飞行员利用升降舵进行俯仰操纵。即飞行员拉杆时,升降舵上偏,相对气流吹向水平尾翼时,水平尾翼产生

航空活塞式发动机组成及工作原理

航空活塞式发动机组成及工作原理 航空活塞式发动机是利用汽油与空气混合,在密闭的容器(气缸)内燃烧,膨胀作功的机械。活塞式发动机必须带动螺旋桨,由螺旋桨产生推(拉)力。所以,作为飞机的动力装置时,发动机与螺旋桨是不能分割的。(一)活塞式发动机的主要组成

主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。气缸是混合气(汽油和空气)进行燃烧的地方。气缸内容纳活塞作往复运动。气缸头上装有点燃混合气的电火花塞(俗称电嘴),以及进、排气门。发动机时气缸温度很高,所以气缸外壁上有许多散热片,用以扩大散热面积。气缸在发动机壳体(机匣)上的排列形式多为星形或V形。常见的星形发动机有5个、7个、9个、

14个、18个或24个气缸不等。在单缸容积相同的情况下,气缸数目越多发动机功率越大。活塞承受燃气压力在气缸内作往复运动,并通过连杆将这种运动转变成曲轴的旋转运动。连杆用来连接活塞和曲轴。曲轴是发动机输出功率的部件。曲轴转动时,通过减速器带动螺旋桨转动而产生拉力。除此而外,曲轴还要带动一些附件(如各种油泵、发电机等)。气门机构用来控制进气门、排气门定时打开和关

闭。 (二)活塞式发动机的原理 活塞顶部在曲轴旋转中心最远的位置叫上死点、最近的位置叫下死点、从上死点到下死点的距离叫活塞冲程。活塞式航空发动机大多是四冲程发动机,即一个气缸完成一个循环,活塞在气缸内要经过四个冲程,依次是进气冲程、压缩冲程、膨胀

冲程和排气冲程。发动机开始时,首先进入“进气冲程”,气缸头上的进气门打开,排气门关闭,活塞从上死点向下滑动到下死点为止,气缸内的容积逐渐增大,气压降低——低于外面的大气压。于是新鲜的汽油和空气的混合气体,通过打开的进气门被吸入气缸内。混合气体中汽油和空气的比例,一般是1比15即燃烧一公斤的汽油需要15公斤的空气。

航空发动机综合课程设计

航空工程学院 航空发动机综合课程设计 题目Loss of the Thrust Reverser Indication on Engine 1 or 2 1号或2号发动机反推显示丢失 作者姓名 专业名称2010级热能与动力工程指导教师魏武国 提交日期答辩日期

目录 第1章 CFM56-5B发动机介绍 (4) 1.1 概述 (4) 1.2 发动机特点 (5) 第2章反推系统 (6) 2.1 概述 (6) 2.2 反推控制系统 (7) 2.3 反推显示系统 (8) 2.4 反推装置 (9) 2.4.1 阻流门锁扣 (11) 2.4.2 阻流门液压作动筒 (12) 2.4.3阻流门位置开关 (13) 2.4.4 液压控制组件(HCU) (16) 第3章反推系统分析 (18) 3.1 反推系统结构框图 (18) 3.2 反推系统功能框图 (19) 第4章故障分析 (20) 4.1 故障描述 (20) 4.2 可能原因 (20) 4.2.1 DMC-1故障 (21) 4.2.2 阻流门锁扣故障 (21) 4.2.3 阻流门作动筒故障 (21) 4.2.4 阻流门位置开关故障 (21) 4.2.5 反推器HCU故障 (21) 4.3 故障树 (23) 4.4 排故流程图 (24) 参考文献 (25)

缩写 英文缩写英文及中文含义 ECU Engine Control Unit 发动机控制组件 CPU Control Processing Unit 控制处理组件 DAC Double Annular Combustor 双环腔燃烧室 EIU Electronic Interface Unit 电子接口组件 ECU Electronic Control Unit 电子控制组件 HCU Hydraulic Control Unit 液压控制组件 SEC Spoiler Elevator Computer 扰流板升降舵计算机 SOV Shut Off Valve 关断活门 ECAM Electronic Centralized Aircraft Monitoring飞机电子中央监控TLA Throttle Lever Angle 油门杆角度 DMC Display Management Computer 显示管理计算机

航空发动机设计的总体强度

航空发动机设计的总体强度 众所周知,航空发动机是一种高温、高压、高转速的精密机械,那强度,必须刚刚的!!上一期的总体结构想必大家还念念不忘,本期借着结构的东风讲讲发动机的总体强度。 第一个问题,强度专业是干啥滴?通俗地讲,“大发”作为一个干得多吃得少的新时代好青年,没有一个强健的身体可不行呢,这个强健,既体现在普通意义的强度上面(抗拉抗弯还要抗扭),还体现在抗疲劳能力(怎么折腾都不坏)和抗打击能力(无知的小鸟呼啦啦地撞上来)等方方面面,总的来说,生活在 航空发动机这样一个地狱般的工作环境里,没有一副打不坏、耐力好、贼扛揍 的好身板是不行的。为了确保发动机方方面面的零组件都能符合这样变态的标准,我们的强度攻城狮们可谓是殚精竭虑。 今天,我们首先为大家介绍的是总体强度专业。 在国内,很少有总体强度这样一个概念,那总体强度是干什么的呢?其主要有三个方面:用洋文来说分别为Load, WEM and Rotor Dynamics。发动机行业内有句名言,载荷先行活看结构,这个载荷呢就是这里的Load;WEM作为一个 洋小伙,其全称为Whole Engine Model,凡是和整机模型相关的各种任务都 找他;最后一位就是本期的主角,RotorDynamics,转子动力学。 下面客官请听我娓娓道来。 1转子动力学的前生后世 为满足航空器日益增长的舒适性、经济性、高效率等要求,现代民用航空发动机被设计为带涡轮和压气机的旋转机械。为保障不同涡轮和压气机的工作性能,发动机主要采用双轴和三轴的结构布局,而转速往往达到每分钟几千(低压部件)或几万转(高压部件)。在这种严酷的工作条件下,发动机转子动力学设计就显得尤为重要了。 发动机转子动力学设计的优劣,直接影响着发动机整机振动的好坏与否。 如果将航空发动机拟化为一个人,涡轮、压气机、燃烧室等部件结构代表 着发动机的骨骼与肌肉,燃油和空气代表着食物与血液,性能等代表着物理特

航空发动机控制系统浅析

航空发动机控制系统浅析 【摘要】航空发动机控制系统是一个多变量、时变、非线性、多功能的复杂系统,其性能的优劣直接影响发动机及飞机的性能。本文主要论述了航空发动机控制系统的发展历程、相关技术及其技术优缺点,并预测了国际发动机控制技术的未来发展。 【关键词】航空发动机控制系统;机械液压;FADEC;分布式;综合控制 1.概述 发动机的工作过程是极其复杂的气动热力过程,在其工作范围内随着发动机的工作条件和工作状态(如巡航、加速及减速等)的变化,它的气动热力过程将发生很大的变化,对于这样一个复杂而且多变的过程如果不加以控制,可以想象系统不但达不到设计的性能要求,而且根本无法正常工作。所以,航空发动机控制系统的目的就是使其在允许的环境条件和工作状态下都能稳定、可靠地运行,充分发挥其性能效益。 2.发展历程 随着航空发动机技术的不断进步和性能不断提高,其控制系统也由简单到复杂。航空发动机控制系统发展阶段的分类方法有很多种,目前,按发动机控制技术的发展和应用阶段大致分为以下4种,作简要介绍:(1)机械液压控制;(2)数字电子式控制;(3)分布式控制;(4)综合控制。 2.1 机械液压控制系统 机械液压控制系统:是使用基于开环控制或单输入单输出(SISO)闭环反馈控制等经典控制理论,采用由凸轮和机械液压装置组成的机械液压控制器即可成功地对发动机进行控制。 机械液压控制系统典型应用的机种:最典型的就是俄罗斯AN-*系列飞机。 这种简单的单输入单输出控制系统优点:(1)方法简单;(2)易于实现;(3)能保证发动机在一定使用范围内具有较好的性能。因此这种控制方法目前仍然应用于许多发动机的控制中。目前,国内运输机飞机上,发动机控制仍然用的是凸轮和机械液压装置组成的机械液压控制器。 随着发动机控制功能的增加,控制系统的复杂度也越来越大。这种简单的液压机械控制系统的缺点就显现了出来:(1)仅适用于:飞行速度比较小、飞行高度比较低、发动机的推力不大的飞机。(2)机械液压流量控制和伺服部件变得越来越大、越来越重、越来越昂贵。

航空发动机控制系统的研究目的与发展

目录 1.1.课题研究的目的和要求 (1) 1.2.航空发动机控制系统的发展 (2) 1.2.1.经典控制理论和现代控制理论在发动机控制中的应用 (2) 1.2.2.航空推进系统机械液压式控制器和数字式电子控制器 (4) 1.2.3.航空推进系统各部分独立控制与综合控制 (6) 1.3.航空发动机控制系统的基本类型 (6) 1.3.1.机械液压式控制系统 (7) 1.3.2.数字式电子控制系统 (7) 1.1.课题研究的目的和要求 航空发动机的工作过程是一个非常复杂的气动热力过程,随着环境条件和工作状态(如最大、巡航、加力及减速等)的变化,它要给飞机提供所需的时变推力和力矩,对这样一个复杂且多变的过程,如不加以控制,航空发动机是根本不能工作的。例如:某发动机在地面最大状态工作时,需油量是每小时2400kg;在15km高空、马赫数Ma为0.8时只有每小时500kg,需油量变化达5倍。若对供油量不加以控制,则发动机在飞机升高过程中,将发生严重的超温、超转,会使发动机严重损坏。因此,发动机控制的目的就是使其在任何环境条件和任何工作状态下都能稳定、可靠地运行,并且充分发挥其性能效益。 概括来说,航空发动机对控制的基本要求有: (1)在各种工作状态及飞行条件下,能最大限度地发挥动力装置的潜力,能有效的使用动力装置,以满足飞机

对动力装置的要求。具体来说,就是在最大状态下, 要能发出最大推力,以满足飞机起飞、爬高的要求; 在巡航状态下,耗油率要小,以满足经济性要求(即 飞机的航程要大);慢车状态时则要求转速尽可能的 小,但又能保证发动机连续稳定的工作。 (2)过渡过程(启动、加速、减速、加力启动等)的调节时间尽可能地短,但又要保证动力装置能稳定、可靠 地工作。 (3)在各种工作状态及飞行条件下,保证动力装置不出现超转、过热、超载、喘振、熄火等不安全现象。 1.2.航空发动机控制系统的发展 航空发动机控制系统的发展大致可归纳为:由基于经典控制理论的单变量控制系统发展到基于现代控制理论的多变量控制系统,由机械液压式控制系统发展到数字式电子控制系统,由动力装置各部分的独立控制发展到各部分的综合控制。 1.2.1.经典控制理论和现代控制理论在发动机控制中的应用(一)经典反馈控制 早期飞机的飞行速度不高,发动机的推力也不大,所采用的亚声速进气道和收敛型喷管也不需要控制,这时的航空发动机采用的控制

航空发动机分类与简介

飞行器发动机的主要功用是为飞行器提供推进动力或支持力,是飞行器的心脏。自从飞机问世以来的几十年中,发动机得到了迅速的发展,从早期的低速飞机上使用的活塞式发动机,到可以推动飞机以超音速飞行的喷气式发动机,还有运载火箭上可以在外太空工作的火箭发动机等,时至今日,飞行器发动机已经形成了一个种类繁多,用途各不相同的大家族。 飞行器发动机常见的分类原则有两种:按空气是否参加发动机工作和发动机产生推进动力的原理。按发动机是否须空气参加工作,飞行器发动机可分为两类,大约如下所示: 吸空气发动机简称吸气式发动机,它必须吸进空气作为燃料的氧化剂(助燃剂),所以不能到稠密大气层之外的空间工作,只能作为航空器的发动机。一般所说的航空发动机即指这类发动机。如根据吸气式发动机工作原理的不同,吸气式发动机又分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压喷气式发动机和脉动喷气式发动机等。 火箭喷气式发动机是一种不依赖空气工作的发动机,航天器由于需要飞到大气层外,所以必须安装这种发动机。它也可用作航空器的助推动力。按形成喷气流动能的能源不同,火箭发动机又分为化学火箭发动机、电火箭发动机和核火箭发动机等。 按产生推进动力的原理不同,飞行器的发动机又可分为直接反作用力发动机、间接反作用力发动机两类。直接反作用力发动机是利用向后喷射高速气流,产生向前的反作用力来推进飞行器。直接反作用力发动机又叫喷气式发动机,这类发动机有涡轮喷气发动机、冲压喷气式发动机,脉动喷气式发动机,火箭喷气式发动机等。 间接反作用力发动机是由发动机带动飞机的螺旋桨、直升机的旋翼旋转对空气作功,使空气加速向后(向下)流动时,空气对螺旋桨(旋翼)产生反作用力来推进飞行器。这类发动机有活塞式发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨风扇发动机等。而涡轮风扇发动机则既有直接反作用力,也有间接反作用力,但常将其划归直接反作用力发动机一类,所以也称其为涡轮风扇喷气发动机。

航空发动机加力控制系统

航空发动机控制系统 加力控制

一、关于加力 加力时的推力与非加力时的推力之比为加力比。有时为满足飞机各种飞行状态的需?加力是指复燃加力。一般在最大转速、最高涡轮前燃气温度的前提下,通过复燃加热,提高涡轮后的燃气温度,使喷气速度增加,从而提高发动机的推力。 ?加力时的推力与非加力时的推力之比为加力比。有时为满足飞机各种飞行状态的需要,希望加力比可以调节。

二、加力控制的要求 过渡态的加力接通和关闭控制?加力控制需要解决 ––加力状态调节过程 ?对于加力状态调节过程的控制要求是 –按照给定的加力比,提供合适的推力 –同时能够根据外界条件的变化,控制加力燃烧室的供油量或者尾喷口的面积,保证发动机转子不超转,涡轮不超温 –最好达到,保持核心发动机的工作状态不变。这可通过控制不变,使其与不加力时的最大状态一样,这种调节器就是落压比调节器 * T

二、加力控制的要求 对于加力过程的过渡态,要考虑加力接通、关闭时,发动室点火源(油路接通) 达到燃烧条件时加力燃烧室点燃(点火)喷口按一定的规律打开(扩喷口) 落压比调节器投入工作,调节加力供油量,使落压比不变(控制)预燃室供油,切断点火系统,接通过程结束(切断点火源) ?机工作的稳定可靠 ?加力接通一般是按照一定的时序和逻辑关系由协动操纵盒控制的 ?一个加力接通程序的例子: –加力燃烧室点火系统接通(通电) –加力预燃供油系统喷油,加力预燃室点燃,形成可靠的加力燃烧室点火源(油路接通)–加力燃油开关打开,使供油量逐渐增加,当加力燃烧室的油气比达到燃烧条件时加力燃烧室点燃(点火)–喷口按一定的规律打开(扩喷口)–落压比调节器投入工作,调节加力供油量,使落压比不变(控制)–涡轮膨胀比趋于稳定,加力燃烧室进入稳定工作状态时,停止向预燃室供油,切断点火系统,接通过程结束(切断点火源)

飞机防火系统

飞机防火系统 飞机在使用中有发生火灾的危险,因此现代飞机上都有专门的防火系统,当飞机发生火险后迅速扑灭火源。防火系统包括火警探测系统和灭火系统。火警探测系统由发动机和辅助动力装置火警探测、货舱温度和烟雾探测、机轮舱和引气管道过热探测等组成。灭火系统分别由灭火剂贮存、灭火剂释放等组成。防火系统平常不工作,但万一发生火险必须迅速扑灭起火,因此需要定期检查、测试保证系统的可靠性。 (一)火警探测系统 火警探测系统的工作原理是将着火发生时的特征物理量转换成电信号,超过阀值时,接通火险报警。火警探测系统按照探测部位的不同分为单元型和连续型两种。单元型火警探测器用于探测最有可能发生火险处的部位温度,是点探测器,分为熔化一连接开关和热电偶探测器两种。连续型火警探测器可以对可能的防火区域进行全方位的探测,是面探测器。系统通过电线或管路围绕防火区形成探温环路,分为电阻型和电容型两种。电阻型探温环路在正常温度下,环路内通过微量电流不足以作动火警警告,温度上升时,因为材料的负温度电阻特性,电流超过预定值,接通火警警告电路。电容型探温环路利用温度和电容同比的特性探测火警,它与电阻式相比,优点是探温环路的接地或短路时不会产生错误的火警信号。 烟雾探测系统安装在飞机的货舱、设备舱、厕所等处,它利用探测燃烧烟雾来判断火险是否存在,包括CO探测和烟雾探测。C0探测器用于客舱和驾驶舱的火警探测,飞机燃烧时产生大量的CO,通过指示器的变色来判断CO浓度,进而判断火警。烟雾探测器分为光电池型和电离型两种。光电池型烟雾探测器中有烟雾时,烟雾微粒被光线照射反射,引起光电池产生电流,经放大后接通警告灯和警铃。电离型探测器内有被电离的空气,当烟雾进人探测室内时,烟雾被吸附在空气离子上,会减弱空气的电离度。 火警探测系统在使用中经常会发生虚假火警,但若为了减小虚警而提高报警阀值又有可能漏报火警,引起严重的后果,因此有专门的火警试验电路,用来定期测试检查系统的探温环路工作是否正常。

航空发动机润滑系统

1.润滑系统的组成与作用: (1)润滑系统的组成航空活塞式发动机润滑系统由油箱、进油泵、油滤、-收油池、泡沫消除器与散热器组成。 (2)润滑系统的作用该系统的作用有以下几点:①润滑和冷却发动机内各机件,减少机件磨损,避免机件过热并防止机件锈蚀;②密封活塞和气缸间隙,防止气体从燃烧室进入曲轴箱。(3)清洗摩擦表面 (4)作为调节装置的工作液体,例如:推动螺旋桨的变距活塞,改变螺旋桨桨叶角度等。 润滑系统工作过程发动机工作时,油箱内的润滑油经进泊泵增压后,进入油滤过滤,然后去发动机内部各机件摩擦面进行润滑。工作后的润滑油流入机匣步经收油池收集后,由回油泵抽出,经散热器冷却,返回油箱。润滑油在发动机内循环时所产生的润滑油蒸气与活塞周围漏进机匣的混合气和废气,经通气管排出。在润滑系统工作过程中,对各机件的润滑方式有泼溅润滑与压力润滑。 润滑系统的循环路线航空燃气涡轮发动机润滑系统,按循环方式分为单回路、双回路及短回路三种类型。

1.单回路循环润滑系统 2.双回路循环润滑系统 3.短回路循环、润滑系统

直升飞机传动装置润滑系统的润滑工作原理在直升飞机上,发动机的功率除传给拉力螺旋桨外,有些还经过抽、主减速器、中间减速器和尾桨减速器以及离合器组成的传动装置传给尾浆。主减速器或拉力螺旋桨减速器具有较大的传动比,因为它们要将发动机转子转速降低到拉力螺旋桨所必需的转速。因此,减速器的润滑系统根据减速器型式和传到螺旋桨上功率的不同而异。当传到螺旋桨上的功率较小时,润滑系统是由兼作油箱的收油池、油泵、油滤、和政喷嘴所组成。在这种系统中通常没有润滑油的外部线路和散热器。润滑油在减速器收油池中靠专用风扇吹气冷却。当减速器传递功率较大时,润滑系统就需要有外部线路,并且润滑油还要在空气润滑油散热器中进行冷却。 直升飞机减速器润滑系统如图所示。增压泵从收油池冷油部分吸进润滑油,去润滑减速器传动齿轮。为了导走齿接触区放出的热量,并在齿间形成泊膜,润滑油沿传动装置旋转方向送到齿合区。当齿齿合间隙较小时,润滑油退出齿合区。否则,从工作面挤出去的润滑油将会使齿脱开齿合。 工作过的润滑油从减速器中流到收'池的热油部分后,由回油泵送到散热器中冷却,再从散热器回到冷油部分。 航空活塞式发动机 润滑系统的组成与作用 润滑系统的组成航空活塞式发动机润滑系统由油箱、进油泵、油滤、收油池、泡沫消除器与散热器组成。

航空发动机数控系统液压机械装置仿真

航空发动机数控系统液压机械装置仿真 发表时间:2018-10-16T15:25:22.610Z 来源:《防护工程》2018年第13期作者:陈雪娇[导读] 本文基于某型航空发动机数控系统液压机械装置,采用AMESim和经典仿真算法对液压机装置各部件进行了仿真计算与建模分析 陈雪娇 中国航发常州兰翔机械有限责任公司江苏常州 213022 摘要:本文基于某型航空发动机数控系统液压机械装置,采用AMESim和经典仿真算法对液压机装置各部件进行了仿真计算与建模分析。对比两种算法所得出的最终结果,经实际分析发现,在液压机装置的计算与仿真方面,AMESim有着巨大的优势。关键词:仿真模型航空发动机数控系统 1.仿真对象 液压机械装置由分布器、调节器和齿轮泵所组成,燃油在进入喷嘴1之前,先后经历了齿轮泵、调节器以及分布器等构件,喷嘴前燃油压力随着去喷嘴流量的提升而提升,在达到一定压力水平的情况下,会自动打开燃油分布器油路2,喷嘴2也会涌入燃油。进电机驱动计量活门位置,通过位置反馈信号实现闭环控制,通过回油活门和压差活门对计量活门前、后的压差进行联合控制,将计量活门开口截面积与燃油流量成正比。 在正常运行的状态下,停车活门不运作,停车电磁阀通电,切油活门为通路,进入切油活门的燃油将最终流入主燃油喷嘴。停车电磁阀会在需要紧急停车的情况下判断电磁阀电源,停车活门为了保证发动机停车,需要具备针对切油活门切断通向分布器的控制能力,将油路切断,同时也要具备针对回油活门的控制功能,将其打开,防止出现泵后压力过大的现象,将齿轮泵后的燃油调整至低压状态。 2.经典计算方法 2.1回油活门和压差活门的工作原理 回油活门和压差活门的工作原理如图2-1、2-2所示。正常运行的压差活门在平稳运行的工作状态下,压差活门处于平衡作用力状态,即压差作用力与弹射作用力之间维持平衡,应力关系具体如下。 图2-2回油活门结构原理 在Pjh减小或Pjq增大的状态下,计量前、后压差随之提升,压差活门的作用应力无法保持平衡,向左移动的压差活门会使回油活门的弹簧腔与计后相通,回油开口增大,回油活门向左移动,计量前压力降低,回油量增加,于一个新的位置回定回油容器,再次回到平衡状态,降低计量活门前后压差。在Pjh增大或Pjq减小的情况下,则反之。 2.2计量活门开度计算

航空发动机控制系统仿真课程的教学

航空发动机控制系统仿真课程的教学改革探索 摘要本文分析了航空发动机控制系统仿真课程的教学现状,论述了课程教学改革的意义,指出了课程教学改革中面临的挑战,针对这些挑战并依据课程教学内容及其体系结构特点,提出“控制系统仿真”课程教学改革。 关键词航空发动机控制系统仿真 reform and exploration of teaching for control system simulation of aeroengine pan muxuan (college of energy and power engineering, nanjing university of aeronautics and astronautics, nanjing, jiangsu 210016) abstract the current teaching of “control system simulation of aeroengine” is analyzed in the paper. the teaching reform signification is discussed and the challenges facing the reform are pointed out. in response to the challenges and based on the teaching content and its architecture, the teaching reform is proposed. key words aeroengine; control system; simulation 0 引言 航空发动机控制系统仿真(简称“控制系统仿真”)是一门飞行器动力工程专业本科生的高年级专业课程,主要讲授仿真的基本原

航空发动机机械系统技术分析

航空发动机机械系统技术分析 发表时间:2019-12-06T14:30:13.877Z 来源:《基层建设》2019年第25期作者:李鹏飞 [导读] 摘要:国内外出现的机械系统问题主要是设计、制造、装配、使用和实验方面。 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司技术中心设计室辽宁沈阳 110043 摘要:国内外出现的机械系统问题主要是设计、制造、装配、使用和实验方面。国内机械系统问题的主要原因是接触后磨损易发、零部件数量多结构复杂;制造和设计水平低、进行试验的方法落后等;国内的技术环境给予的重视程度和投资力度都不高等因素的共同影响。所以要机械系统运行顺畅,必须对管理、加工、试验等相关工作人员进行专业能力的培养。 关键词:航空发动机;机械系统;分析 引言 航空发动机机械系统技术专业性强,而且具有较强的复杂性,在运行过程中容易出现多种故障,因此需要对其进行专业性分析和探究。本文主要介绍了航空发动机机械系统技术主要的四个部分,分别是传动技术、润滑技术、密封技术和主轴轴承技术,分析了以上四个部分技术的发展现状及其未来发展趋势。 1机械传动系统技术分析 传动系统是航空发动机机械系统技术的一个关键组成部分,也是一个研究重点。当前航空发动机机械系统技术的一个发展趋势就是要确保传动系统满足高速和重载工作条件,不仅如此,还需要能够实现减少传动系统整体体积和质量的效果,这种设计有助于提高航空发动机整体使用寿命和稳定性,还可以降低成本,提高经济效益。 国外专家对航空发动机传动系统的研究比较深入,已经建立了比较完整的计算分析系统,还可以对相关设备的强度和性能进行检测,并将具体部件的受力变形情况纳入整体考虑范围,还可以实现对传统系统动态和静态运行的有效分析,从而准确模拟机械系统的工作情况。近年来,随着齿轮动态技术的进一步发展,带动了传动系统相应技术的研究,具体包括其噪音、振动以及声震粗糙度等,能够准确评估分析齿轮因为形态误差导致的噪音等问题;还可以针对齿轮构件的使用特点进行分析,在此基础上得出齿轮的S-N曲线,准确预测具体齿轮的寿命,这有助于提高齿轮的整体应用效果。针对喷油润滑,相关研究人员通过进行磨损实验,分析不同喷油状态下齿轮在运行过程中温度变化情况以及磨损情况,并得到最佳的喷油方案,提高齿轮使用寿命。以上这些实验研究得到大量数据,为后续传动系统设计运行提供了大量依据,一方面能够提高其整体使用效果,另一方面还可以达到良好经济性。 我国航空发动机传动系统技术的不足之处在于齿轮咬合仿真、传动机匣与相应附件的一体化设计等方面,此外,传动系统的整体动态设计以及新型传动技术的应用也存在一定局限性,难以满足实际需要。由于航空发动机整体结构比较复杂,存在众多附件,而且其转速存在差异,导致针对航空发动机的传动系统设计也比较困难,受到多个因素影响。 2机械润滑系统技术分析 随着航空发动机设计技术的发展进步,润滑系统越来越精细化。关于润滑系统的设计有“二向流动、复杂换热、弹流润滑等比较困难复杂”的知识。对此,全世界国家自20世纪到21世纪欧美、德国、法国、比利时、意大利、英国等欧洲国家联合开展为了商用以及军用航空发动机传动润滑系统的研究,改进创新了润滑系统中的材料和技术,获得了巨大的技术进步。主要包括“航空发动机抽成腔内的流动与换热、润滑系统着火与防火、金属海绵高校离心通风其等技术”,而且已经在一些商用发电机中进行了使用。未来航空发动机的负荷会不断提高,如果发动机的燃油温度不能有效使用润滑系统进行散热,将对发动机造成严重损坏。对此必须设计出优良合理的散热技术,才能确保不会产生更多搅拌热而造成发动机损坏。 3机械密封技术分析 航空发动机对密封技术要求较高,这也促使西方航空大国投入大量人力和财力进行研究,主要研究内容是关于航空发动机的综合高性能涡轮发动机技术,并在这个项目中集中攻关相关的密封技术。密封技术可以分为多种,具体包括刷密封、气膜密封、反转气膜密封、石墨机械密封、篦齿密封等,在研究这些技术的基础上,进一步将其进行实践探究和实验,测试其实用效果。当前,针对不同用途的航空发动机,相应的密封技术均能满足其实际需要,不管是民用发动机,还是军用发动机,均能得到良好应用效果。下一代航空发动机对密封技术提出了更高要求,尤其是在相关参数方面面临更加恶劣的环境,这包括高温、高速等,并要求航空发动机能够实现较低磨损或者无磨损、低发热、更长使用寿命的实践效果。基于此,密封技术需要进一步发展改进,需要从具体结构设计、材料选择等方面进行针对性提升,从而有效提高其密封的整体性能效果,达到更高的使用温度、更快的密封速度,以及更高的密封压差,更长的使用寿命等。 西方发达国家对航空发动机密封技术的研究主要在相关的企业或者对应院校中开展,并将研究成果集中到对应的研制部门进行总结。近年来,在航空发动机的密封技术方面,应用较为广泛的是刷式密封技术,这种密封技术能有效提高航空发动机的整体运行效率,并达到良好的稳定性安全性效果。国内针对刷式密封技术的研究也得到开展,并针对刷丝材料、跑道涂层、具体过盈量、单级承受压差等进行了深入研究分析,还针对密封后发热的排放、刷丝的大小等进行研究,对刷丝表面的处理技术进行研究。这些研究能够促使刷式密封技术得到有效应用,并帮助航空发动机提高整体性能,还可以有效降低油耗率。 4机械主轴轴承技术分析 主抽承与发动机的统一设计能够实现抽承的基本功能并减轻发动机的重量。开发发动机轴承的相关流程是:先建立航空发动机的数据库,进行合理的技术融合,且在安装轴承中各部门做好交流工作,为发动机和轴承设计的更加合理做好准备。在轴承的基础开发上,对轴承的意外损伤进行了再现,根据表面残缺应力与寿命的关系对润滑油的污染等性能进行了试验,分析出轴承的极限寿命,并得出轴承新寿命以及润滑油和有污染度的寿命。对于轴承的失效分析需要建立失效数据库,将失效的轴承拍照、编写故障特征和原因,工作人员可以根据库中的信息对比分析失效的轴承。 详细、严谨、科学的计算分析,对轴承的静态、准动态、动态的分析计算形成分析模式。在常规计算中对轴承供油喷嘴的压力、最佳供油、表面应力等进行较准确地分析评估。其计算工具经多年完善和试验数据修正变得更为精确。通过多年的试验数据统计和积累,数据库数据齐全,使轴承的设计更能满足实际需求。通过计算分析并与数据库的数据进行对比即可估算轴承的初始寿命,并能选取正确的材料、加工参数,使轴承的实际寿命通常高于设计寿命。 当前航空发动机为了满足实际应用需要在机械技术方面进行了大量改进和优化,具体包括传动技术、润滑技术、密封技术、主轴轴承

LMS航空发动机虚拟试验解决方案

1 解决方案摘要1 2 LMS航空发动机虚拟试验解决方案9 2.1发动机燃油及其控制系统性能虚拟试验9 2.2发动机引气及相关气体循环系统性能虚拟试验16 2.3发动机润滑系统性能虚拟试验19 2.4发动机转子动力学性能虚拟试验23 2.5发动机调节机构性能虚拟试验30 2.6发动机疲劳耐久性虚拟试验32 2.7发动机振动与噪声虚拟试验35 2.8虚拟试验与物理试验的结合41 3 LMS航空发动机虚拟试验软件配置方案45 1

1 解决方案摘要 航空发动机是航空器最关键的组成部分,是航空器飞行的动力,也是整个航空工业发展的推动力,航空发动机的研制水准对航空器的性能和整个航空工业的发展水平有着决定性的影响。 航空发动机具有高温、高压、高速的工作特点,在航空发动机中流体、燃烧、热、电磁、机械、噪声等多物理现象和物理场耦合,同时由于航空发动机具有极高的可靠性要求和堪称工业界最为复杂的组成结构,使航空发动机的研发和制造的难度极大。在过去相当长的一段时间,航空发动机的设计主要是依赖于各种物理试验,使得航空发动机的研制周期长、耗资多、风险高。20世纪90年代以来,由于信息技术特别是计算机辅助工程仿真技术(CAE)的发展以及大量试验数据的积累,在西方航空发达国家引发了一场设计技术的革命,初步实现了从传统设计向依靠计算机数学模型进行虚拟现实仿真并进行“预测设计”和优化的转变,从而大大减少了试验工作量,提高了设计的成功率,既节约了经费,又缩短了研制周期。虚拟仿真技术的成功应用,使航空发动机的研制周期从过去的10~15年缩短到6~8年甚至4~5年,试验机也从过去的40~50台减少到10台左右。 作为全球工程试验和虚拟仿真技术的翘楚,LMS国际公司一直致力于为航空发动机工业提供最先进的产品开发技术,包括物理试验技术和虚拟试验技术。随着虚拟仿真技术在航空发动机开发过程中广泛深入的引用,为满足航空发动机制造商对于虚拟仿真技术越来越高的需求,LMS公司不断整合其仿真分析软件产品和世界范围内的技术资源,并通过与航空发动机厂商的紧密合作,推出了全 1

航空发动机知识大全

航空发动机知识大全 飞行器发动机的主要功用是为飞行器提供推进动力或支持力,是飞行器的心脏。自从飞机问世以来的几十年中,发动机得到了迅速的发展,从早期的低速飞机上使用的活塞式发动机,到可以推动飞机以超音速飞行的喷气式发动机,还有运载火箭上可以在外太空工作的火箭发动机等,时至今日,飞行器发动机已经形成了一个种类繁多,用途各不相同的大家族。 飞行器发动机常见的分类原则有两种:按空气是否参加发动机工作和发动机产生推进动力的原理。按发动机是否须空气参加工作,飞行器发动机可分为两类,大约如下所示: 吸空气发动机简称吸气式发动机,它必须吸进空气作为燃料的氧化剂(助燃剂),所以不能到稠密大气层之外的空间工作,只能作为航空器的发动机。一般所说的航空发动机即指这类发动机。如根据吸气式发动机工作原理的不同,吸气式发动机又分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压喷气式发动机和脉动喷气式发动机等。 火箭喷气式发动机是一种不依赖空气工作的发动机,航天器由于需要飞到大气层外,所以必须安装这种发动机。它也可用作航空器的助推动力。按形成喷气流动能的能源不同,火箭发动机又分为化学火箭发动机、电火箭发动机和核火箭发动机等。 按产生推进动力的原理不同,飞行器的发动机又可分为直接反作用力发动机、间接反作用力发动机两类。直接反作用力发动机是利用向后喷射高速气流,产生向前的反作用力来推进飞行器。直接反作用力发动机又叫喷气式发动机,这类发动机有涡轮喷气发动机、冲压喷气式发动机,脉动喷气式发动机,火箭喷气式发动机等。 间接反作用力发动机是由发动机带动飞机的螺旋桨、直升机的旋翼旋转对空气作功,使空气加速向后(向下)流动时,空气对螺旋桨(旋翼)产生反作用力来推进飞行器。这类发动机有活塞式发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨风扇发动机等。而涡轮风扇发动机则既有直接反作用力,也有间接反作用力,但常将其划归直接反作用力发动机一类,所以也称其为涡轮风扇喷气发动机。

飞机各个系统的组成及原理

飞机各个系统的组成及原理

一、外部机身机翼结构系统 二、液压系统 三、起落架系统 四、飞机飞行操纵系统 五、座舱环境控制系统 六、飞机燃油系统 七、飞机防火系统 一、外部机身机翼结构系统 1、外部机身机翼结构系统组成:机身机翼尾翼 2、它们各自的特点和工作原理 1)机身 机身主要用来装载人员、货物、燃油、武器和机载设备,并通过它将机翼、尾翼、起落架等部件连成一个整体。在轻型飞机和歼击机、强击机上,还常将发动机装在机身内。 2)机翼 机翼是飞机上用来产生升力的主要部件,一般分为左右两个面。 机翼通常有平直翼、后掠翼、三角翼等。机翼前后缘都保持基本平直的称平直翼,机翼前缘和后缘都向后掠称后掠翼,机翼平面形状成三角形的称三角翼,前一种适用于低速飞机,后两种适用于高速飞机。近来先进飞机还采用了边条机翼、前掠机翼等平面

形状。 左右机翼后缘各设一个副翼,飞行员利用副翼进行滚转操纵。 即飞行员向左压杆时,左机翼上的副翼向上偏转,左机翼升力下降;右机翼上的副翼下偏,右机翼升力增加,在两个机翼升力差作用下飞机向左滚转。为了降低起飞离地速度和着陆接地速度,缩短起飞和着陆滑跑距离,左右机翼后缘还装有襟翼。襟翼平时处于收上位置,起飞着陆时放下。 3)尾翼 尾翼分垂直尾翼和水平尾翼两部分。 1.垂直尾翼 垂直尾翼垂直安装在机身尾部,主要功能为保持飞机的方向平衡和操纵。 通常垂直尾翼后缘设有方向舵。飞行员利用方向舵进行方向操纵。当飞行员右蹬舵时,方向舵右偏,相对气流吹在垂尾上,使垂尾产生一个向左的侧力,此侧力相对于飞机重心产生一个使飞机机头右偏的力矩,从而使机头右偏。同样,蹬左舵时,方向舵左偏,机头左偏。某些高速飞机,没有独立的方向舵,整个垂尾跟着脚蹬操纵而偏转,称为全动垂尾。 2.水平尾翼 水平尾翼水平安装在机身尾部,主要功能为保持俯仰平衡和俯仰操纵。低速飞机水平尾翼前段为水平安定面,是不可操纵的,其后缘设有升降舵,飞行员利用升降舵进行俯仰操纵。即飞行员

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