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航空发动机燃油控制装置可靠性研究综述
被引量：
5
1
作者
安理会
王建礼
+4 位作者
刘意
李柯柯
符江锋
魏鹏飞
李华聪
《推进技术》
EI
CSCD
北大核心
2024年第1期1-17,共17页
航空发动机燃油控制装置是航空发动机的核心控制单元,长期服役在高温、高压、强振的恶劣环境,在航空发动机外场使用中故障率占比高,产品的寿命及可靠性是当前制约我国装备能力提升的短板。本文总结了当前燃油控制装置的典型故障类型,对...
航空发动机燃油控制装置是航空发动机的核心控制单元,长期服役在高温、高压、强振的恶劣环境,在航空发动机外场使用中故障率占比高,产品的寿命及可靠性是当前制约我国装备能力提升的短板。本文总结了当前燃油控制装置的典型故障类型,对比分析了国内外在燃油控制装置可靠性设计与分析技术、可靠性优化技术、寿命试验技术及可靠性评估技术方面的研究进展;剖析了我国燃油控制装置可靠性技术研究及应用方面的不足及原因,同时结合航空发动机正向研发体系建设需要,指出了航空发动机自主创新设计中燃油控制装置性能及可靠性一体化设计所面临的技术难点和挑战,并立足于现有国内设计水平及工业基础,给出了夯实我国航空燃油控制装置设计能力需开展的基础性研究建议。
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关键词
航空发动机
燃油控制装置
可靠性设计
故障类型
综述
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职称材料
宽速域变几何轴对称进气道结构设计及气动性能分析
2
作者
白禄
邓文剑
+2 位作者
王占学
齐旻
李军府
《推进技术》
北大核心
2025年第9期35-46,共12页
设计飞行马赫数0~1.8的宽速域变几何轴对称进气道,分析基准轴对称进气道在全速域范围内的流量特性,研究不同调节方案的最佳使用工况及对进气道流动特性与气动性能的影响。研究结果表明:1.2≤Ma≤1.8,基准轴对称进气道能满足发动机匹配...
设计飞行马赫数0~1.8的宽速域变几何轴对称进气道,分析基准轴对称进气道在全速域范围内的流量特性,研究不同调节方案的最佳使用工况及对进气道流动特性与气动性能的影响。研究结果表明:1.2≤Ma≤1.8,基准轴对称进气道能满足发动机匹配点的流量需求;0.8≤Ma<1.2,添加泄流槽会增加扩压段内低能流体,减小进气道有效流通面积,关闭泄流槽前后进气道出口流量与发动机匹配点流量差在Ma=0.8与Ma=1.0时分别由7.7%,3.4%降低至0.3%,0.9%;0.5≤Ma<0.8,后移中心锥能够降低进气道出口总压畸变指数,移动中心锥前后进气道总压畸变指数在Ma=0.5与Ma=0.6时分别降低1.4%与3.1%;0<Ma<0.5,添加辅助进气门既能满足流量需求,又可提高进气道的总压恢复系数和出口流场均匀性。
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关键词
变循环发动机
宽速域进气道
进发匹配
流量系数
总压恢复系数
畸变指数
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职称材料
壁面形状对混压式轴对称进气道波系及气动性能影响研究
3
作者
白禄
邓文剑
+2 位作者
王占学
齐旻
李军府
《推进技术》
北大核心
2025年第10期102-112,共11页
设计一种巡航Ma=1.8的混压式轴对称进气道,分析进气道内“λ”波、肩部激波与二次激波的产生原因,研究壁面形状变化对进气道内波系结构及抗反压能力与总压恢复系数等气动性能的影响。结果表明:进气道内“λ”波与肩部激波的形成原因是...
设计一种巡航Ma=1.8的混压式轴对称进气道,分析进气道内“λ”波、肩部激波与二次激波的产生原因,研究壁面形状变化对进气道内波系结构及抗反压能力与总压恢复系数等气动性能的影响。结果表明:进气道内“λ”波与肩部激波的形成原因是唇罩近壁面激波边界层干扰及肩部倒角的设计;随着D(肩部倒角半径/喉道高度)的减小,“λ”波所占区域逐渐减小,肩部激波附近加速区数量减小,唇罩形状改变唇罩处低能流体区的大小,对“λ”波与肩部激波结构产生影响较小;在PR(压比)为4.5时,进气道喉道位置存在二次激波,D从0.61增加到1.22时,二次激波长度增大了11.58%;肩部倒角半径不同,进气道的抗反压能力不同,D从0.61增加到1.22时,进气道临界压比从4.19增加到4.63,喉道总压恢复系数也有所提升。
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关键词
轴对称进气道
激波边界层干扰
二次激波
抗反压能力
总压恢复系数
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职称材料
题名
航空发动机燃油控制装置可靠性研究综述
被引量：
5
1
作者
安理会
王建礼
刘意
李柯柯
符江锋
魏鹏飞
李华聪
机构
中国航发西安动力
控制
科技有限公司
航空发动机总体与控制数智技术工业和信息化部重点实验室
陕西省空天动力燃油
控制
系统
重点
实验室
西北
工业
大学动力与能源学院
出处
《推进技术》
EI
CSCD
北大核心
2024年第1期1-17,共17页
基金
国家科技重大专项(J2019-V-0016-0111,2022-B-V-003-001)
国防基础科研项目(JCKY2022607C002)
+1 种基金
中国航发产学研合作项目(HFZL2022CXY013)
国家自然科学基金(52372396)。
文摘
航空发动机燃油控制装置是航空发动机的核心控制单元,长期服役在高温、高压、强振的恶劣环境,在航空发动机外场使用中故障率占比高,产品的寿命及可靠性是当前制约我国装备能力提升的短板。本文总结了当前燃油控制装置的典型故障类型,对比分析了国内外在燃油控制装置可靠性设计与分析技术、可靠性优化技术、寿命试验技术及可靠性评估技术方面的研究进展;剖析了我国燃油控制装置可靠性技术研究及应用方面的不足及原因,同时结合航空发动机正向研发体系建设需要,指出了航空发动机自主创新设计中燃油控制装置性能及可靠性一体化设计所面临的技术难点和挑战,并立足于现有国内设计水平及工业基础,给出了夯实我国航空燃油控制装置设计能力需开展的基础性研究建议。
关键词
航空发动机
燃油控制装置
可靠性设计
故障类型
综述
Keywords
Aeroengine
Fuel control device
Reliability design
Fault type
Review
分类号
V228.14 [航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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职称材料
题名
宽速域变几何轴对称进气道结构设计及气动性能分析
2
作者
白禄
邓文剑
王占学
齐旻
李军府
机构
西北
工业
大学动力与能源学院
航空发动机总体与控制数智技术工业和信息化部重点实验室
轻型涡轮动力全国
重点
实验室
航空
工业
第一飞机设计研究院
出处
《推进技术》
北大核心
2025年第9期35-46,共12页
基金
国家自然科学基金(52376032,52076180)
陕西省杰出青年科学基金(2021JC-10)
国家科技重大专项(J2019-Ⅱ-0015-0036)。
文摘
设计飞行马赫数0~1.8的宽速域变几何轴对称进气道,分析基准轴对称进气道在全速域范围内的流量特性,研究不同调节方案的最佳使用工况及对进气道流动特性与气动性能的影响。研究结果表明:1.2≤Ma≤1.8,基准轴对称进气道能满足发动机匹配点的流量需求;0.8≤Ma<1.2,添加泄流槽会增加扩压段内低能流体,减小进气道有效流通面积,关闭泄流槽前后进气道出口流量与发动机匹配点流量差在Ma=0.8与Ma=1.0时分别由7.7%,3.4%降低至0.3%,0.9%;0.5≤Ma<0.8,后移中心锥能够降低进气道出口总压畸变指数,移动中心锥前后进气道总压畸变指数在Ma=0.5与Ma=0.6时分别降低1.4%与3.1%;0<Ma<0.5,添加辅助进气门既能满足流量需求,又可提高进气道的总压恢复系数和出口流场均匀性。
关键词
变循环发动机
宽速域进气道
进发匹配
流量系数
总压恢复系数
畸变指数
Keywords
Variable cycle engine
Wide speed range inlet
Match of inlet and engine
Flow coefficient
Total pressure recovery coefficient
Distortion index
分类号
V231.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
壁面形状对混压式轴对称进气道波系及气动性能影响研究
3
作者
白禄
邓文剑
王占学
齐旻
李军府
机构
西北
工业
大学动力与能源学院
航空发动机总体与控制数智技术工业和信息化部重点实验室
轻型涡轮动力全国
重点
实验室
航空
工业
第一飞机设计研究院
出处
《推进技术》
北大核心
2025年第10期102-112,共11页
基金
国家自然科学基金(52376032,52076180)
陕西省杰出青年科学基金(2021JC-10)
国家科技重大专项(J2019-Ⅱ-0015-0036)。
文摘
设计一种巡航Ma=1.8的混压式轴对称进气道,分析进气道内“λ”波、肩部激波与二次激波的产生原因,研究壁面形状变化对进气道内波系结构及抗反压能力与总压恢复系数等气动性能的影响。结果表明:进气道内“λ”波与肩部激波的形成原因是唇罩近壁面激波边界层干扰及肩部倒角的设计;随着D(肩部倒角半径/喉道高度)的减小,“λ”波所占区域逐渐减小,肩部激波附近加速区数量减小,唇罩形状改变唇罩处低能流体区的大小,对“λ”波与肩部激波结构产生影响较小;在PR(压比)为4.5时,进气道喉道位置存在二次激波,D从0.61增加到1.22时,二次激波长度增大了11.58%;肩部倒角半径不同,进气道的抗反压能力不同,D从0.61增加到1.22时,进气道临界压比从4.19增加到4.63,喉道总压恢复系数也有所提升。
关键词
轴对称进气道
激波边界层干扰
二次激波
抗反压能力
总压恢复系数
Keywords
Axisymmetric inlet
Shock wave boundary layer interference
Secondary shock wave
Anti-back pressure ability
Total pressure recovery coefficient
分类号
V231.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
航空发动机燃油控制装置可靠性研究综述
安理会
王建礼
刘意
李柯柯
符江锋
魏鹏飞
李华聪
《推进技术》
EI
CSCD
北大核心
2024
5
在线阅读
下载PDF
职称材料
2
宽速域变几何轴对称进气道结构设计及气动性能分析
白禄
邓文剑
王占学
齐旻
李军府
《推进技术》
北大核心
2025
0
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职称材料
3
壁面形状对混压式轴对称进气道波系及气动性能影响研究
白禄
邓文剑
王占学
齐旻
李军府
《推进技术》
北大核心
2025
0
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职称材料
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