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题名喷口前馈线对航空发动机加力接通结果的影响
被引量：4
- 1
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作者
郝晓乐
申世才
高莎莎
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机构
中国飞行试验研究院发动机所
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出处
《燃气涡轮试验与研究》
北大核心
2017年第3期6-10,共5页
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文摘
为防止加力接通过程中因喷口过小导致发动机喘振,某型发动机借鉴国外经验设置了喷口前馈线。分析了喷口前馈线的控制原理及设计特点,并结合实际试飞数据对同一加力接通逻辑下不同喷口前馈线对加力接通结果的影响进行了对比研究。结果表明:当控制系统正常工作时,喷口前馈线不参与喷口的实际控制过程,且不会对加力接通结果产生较大影响;但当喷口给定故障时,喷口前馈线可保证发动机安全工作。
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关键词
航空发动机
喷口面积
反馈
控制规律
加力接通
落压比
飞行试验
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Keywords
aero-engine
exhaust nozzle area
feedback
control laws
reheat lit
pressure drop ratio
flight test
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分类号
V235.13
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名点火燃油流量对发动机加力接通结果的影响
被引量：3
- 2
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作者
郝晓乐
许艳芝
杨阳
李宁坤
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机构
中国飞行试验研究院发动机所
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出处
《机械设计与制造》
北大核心
2018年第6期212-214,218,共4页
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文摘
作为加力接通控制逻辑中较为重要的影响因素,加力点火燃油流量直接决定了发动机接通加力的可靠性。特别是在高空小表速区域,进气流量较小,为了得到合适的油气比,需要对加力点火燃油流量进行精确调节。某型涡扇发动机利用燃油流量特性线控制加力点火燃油流量,并利用飞行试验在高空小表速区域针对多种试验方案进行了对比验证试飞。试验结果表明:流量特性线可以在高空小表速区域精确调节发动机加力点火燃油流量;较小的加力点火燃油流量可以提高加力接通可靠性,但会影响小加力状态的工作稳定性。
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关键词
加力点火
加力接通
燃油流量
特性线
飞行试验
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Keywords
Afterburning Ignition
reheat lit
Fuel Flow
Characteristic Line
Flight Test
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分类号
TH16
[机械工程—机械制造及自动化]
V235.13
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名发动机喷口面积对加力接通影响的试飞研究
- 3
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作者
杨阳
魏旭星
郝晓乐
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机构
中国飞行试验研究院发动机所
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出处
《科学技术与工程》
北大核心
2022年第18期8139-8144,共6页
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文摘
为了研究涡扇发动机喷口面积调节对高空加力接通的影响,开展了飞行试验研究。试飞中出现在加力起动阶段点火成功后,喷口面积放大不足导致风扇后压力急剧增高,发动机主动退出加力,在加力点火成功后增加加力燃油流量时,喷口面积过度放大使得加力燃烧室压力较低而熄火。通过调整喷口控制参数,提高加力点火阶段尾喷口面积放大程度,提高了加力接通性能;通过降低在供油量增加时刻的尾喷口面积放大程度,加力燃烧室能够持续稳定燃烧。试验结果表明:对尾喷口面积控制规律的调节显著提高了发动机的加力接通能力,对于其他涡扇发动机的加力接通设计与改进具有一定的借鉴意义。
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关键词
涡扇发动机
加力接通
尾喷口面积
风扇后压力
加力熄火
飞行试验
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Keywords
turbofan engine
reheat lit
nozzle area
pressure behind the fan
afterburner flameout
flight test
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分类号
V235.131
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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