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        航空發(fā)動機(jī)失速喘振適航審定方法

        2023-11-29 05:13:32鄭瑋晟丁鐵純任廣惠
        設(shè)備管理與維修 2023年20期
        關(guān)鍵詞:裕度迎角壓氣機(jī)

        鄭瑋晟,丁鐵純,任廣惠

        (沈陽航空航天大學(xué),遼寧沈陽 110122)

        0 引言

        適航指的是航空器基于預(yù)定運(yùn)行環(huán)境及運(yùn)用限制條件,可以進(jìn)行安全飛行且達(dá)到最低安全標(biāo)準(zhǔn)所需要具備的特性。適航性研究在國外已經(jīng)形成了較為先進(jìn)、系統(tǒng)的管理模式及理念,我國雖然已經(jīng)成立了專門的機(jī)構(gòu)來進(jìn)行適航管理及審定,但是研究時間尚短,還未形成較為系統(tǒng)、完整的適航管理和審定體系。本文研究航空發(fā)動機(jī)失速喘振的原理及適航審定方法,為航空發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定運(yùn)行提供參考。

        1 航空發(fā)動機(jī)失速喘振原理

        伴隨著航空發(fā)動機(jī)技術(shù)的不斷發(fā)展,其可靠性與安全性水平不斷提升。航空發(fā)動機(jī)技術(shù)實(shí)現(xiàn)了多次飛躍,A320neo、737MAX 等機(jī)型所配套的PW1000G、CFM LEAP-1B 等型號的航空發(fā)動機(jī)可以提供更大的推重比、涵道比,具有更好的燃油經(jīng)濟(jì)性[1]。隨著國內(nèi)民用航空業(yè)的不斷發(fā)展,飛機(jī)的利用率也不斷提升,飛機(jī)運(yùn)行的時間也不斷延長。隨著航空發(fā)動機(jī)型的號多樣化,無法避免偶發(fā)性的發(fā)動機(jī)故障問題,例如發(fā)動機(jī)喘振、壓縮機(jī)葉片受損、發(fā)動機(jī)低壓渦輪盤破損、發(fā)動機(jī)失速等。

        目前大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)一般由兩軸或者三軸轉(zhuǎn)子構(gòu)成。在兩軸轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)中,N1 指風(fēng)扇/低壓壓氣機(jī)/低壓渦輪參數(shù),N2 指高壓壓氣機(jī)/高壓渦輪參數(shù)。氣流由發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口進(jìn)入到發(fā)動機(jī)涵道,一部分會由風(fēng)扇直接通過外涵道排出,繼而形成了較多的推力;另一部分會將氣流輸送至低壓壓縮機(jī),之后經(jīng)過高壓壓縮機(jī)將高壓空氣引入燃燒室,通過燃燒釋放大量的能量,并通過驅(qū)動高壓渦輪與低壓渦輪排出尾噴管,同時形成少量推力(圖1)。總體來說,高壓渦輪驅(qū)動高壓壓縮機(jī),低壓渦輪驅(qū)動風(fēng)扇及低壓壓縮機(jī)[2]。

        圖1 發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)示意

        造成發(fā)動機(jī)不穩(wěn)定的重要因素是失速與喘振,會導(dǎo)致發(fā)動機(jī)性能減弱,嚴(yán)重時會損壞發(fā)動機(jī)。

        在關(guān)于飛機(jī)機(jī)翼失速的原理中,如果飛機(jī)超過臨界迎角,翼型上表面邊界層會產(chǎn)生氣流分離,導(dǎo)致升力急劇下降而無法維持正常飛行。發(fā)動機(jī)風(fēng)扇與壓縮機(jī)葉片剖面與機(jī)翼剖面較為相似,若壓氣機(jī)葉片被污染,失速攻角變小,便會導(dǎo)致失速問題的產(chǎn)生。因此,發(fā)動機(jī)失速的最根本原因是壓縮機(jī)葉片表面氣流分離超過臨界值[3]。

        若停滯的氣流量較小,則可能在后續(xù)運(yùn)行中被吸收甚至消散。若停滯的氣流量過大,則會導(dǎo)致下一級葉片的正常運(yùn)轉(zhuǎn)受到阻礙,這種現(xiàn)象被稱為旋轉(zhuǎn)失速。若分離氣流繼續(xù)傳播,便會導(dǎo)致壓縮機(jī)將氣流傳送到后級壓縮機(jī)的能力遭受阻礙,也會導(dǎo)致流入燃燒室的氣流壓力突然下降。其間,燃燒室高壓氣體便會流入壓縮機(jī),繼而形成氣流的反轉(zhuǎn),出現(xiàn)失速喘振問題。與此同時,燃燒室也會出現(xiàn)富油,繼而影響高壓渦輪與低壓渦輪的正常運(yùn)轉(zhuǎn),且會出現(xiàn)噴火的問題。若進(jìn)氣道進(jìn)氣壓力較低,且在一定的條件下使用大馬力如極端機(jī)動、失速等,便會導(dǎo)致進(jìn)氣道出現(xiàn)噴火問題。其中,導(dǎo)致進(jìn)氣道壓力小的因素包括極端飛行機(jī)動、吸入熱尾氣及進(jìn)氣道結(jié)冰等。

        由于失速所導(dǎo)致的發(fā)動機(jī)喘振一般表現(xiàn)在較高發(fā)動機(jī)功率下所產(chǎn)生的爆炸性壓氣機(jī)氣流反轉(zhuǎn),同時也包括產(chǎn)生的尾噴管與進(jìn)氣口的火焰。因此,首要的工作便是收回油門桿,其主要目的是減少進(jìn)入燃燒室的燃油流量,降低燃燒室壓力?;诖?,可知壓縮機(jī)失速可能會引發(fā)喘振,而發(fā)動機(jī)喘振也可能是由壓縮機(jī)失速導(dǎo)致。

        失速主要包括初始失速和深度失速兩種。中度及以上程度的喘振可能會導(dǎo)致失速,且出現(xiàn)失速喘振現(xiàn)象,嚴(yán)重時會導(dǎo)致氣流倒轉(zhuǎn)。瞬間產(chǎn)生的進(jìn)氣流干擾會導(dǎo)致發(fā)動機(jī)喘振,但可以恢復(fù),此種情況不需采取應(yīng)對措施。而不可恢復(fù)的喘振需要飛行員及時采取行動,以保障穩(wěn)定運(yùn)行,如減少推力、增加發(fā)動機(jī)進(jìn)氣量、按照手冊關(guān)斷發(fā)動機(jī)等。此外,還可以依據(jù)發(fā)動機(jī)失速喘振原理,做好預(yù)防與阻止失速喘振的反應(yīng),例如在安全包線中操作發(fā)動機(jī),避免大力操控發(fā)動機(jī)部件,防止發(fā)動機(jī)超出喘振限制線。重復(fù)理解并嚴(yán)格執(zhí)行相應(yīng)的檢查單,及時收減油門,以此減少燃燒室的壓力,確保核心機(jī)內(nèi)氣流再次流暢。另外,要接通防冰,釋放壓氣機(jī)的氣流,慢速度避免大推力反噴工作。

        為更加全面地評估喘振和失速的影響因素,綜合研究航空發(fā)動機(jī)適航規(guī)定、工程實(shí)踐數(shù)據(jù)及相關(guān)公開發(fā)表的文獻(xiàn)資料,總結(jié)出其中的重要影響因素。英國、美國在評估軍用小涵道比渦扇發(fā)動機(jī)氣動穩(wěn)定性時所提出的22 項(xiàng)喘振和失速影響因素,俄羅斯與我國提出了16 項(xiàng)影響因素。基于上述分析,本文總結(jié)其中的重要影響因素主要包括4 類:①進(jìn)氣畸變類,包括大攻角、側(cè)風(fēng);②工質(zhì)變化,包括雷諾數(shù)、吸雨等;③幾何變化類,包括加工及裝配公差、壽命期內(nèi)結(jié)構(gòu)衰變等;④功率瞬間變化類,包括加速與減速。

        2 發(fā)動機(jī)失速喘振特性的適航規(guī)定

        2.1 民用航空規(guī)章的相關(guān)規(guī)定

        2011 年1 月30 日,中國民用航空局局務(wù)會議通過了《航空發(fā)動機(jī)適航規(guī)定》,其中對于航空發(fā)動機(jī)失速喘振問題的適航規(guī)定指出,發(fā)動機(jī)應(yīng)當(dāng)按照CCAR 第33.64 條(b)規(guī)定的使用說明進(jìn)行運(yùn)轉(zhuǎn),也就是在發(fā)動機(jī)工作包線中的任意點(diǎn),應(yīng)當(dāng)注意不得引起喘振或失速達(dá)到出現(xiàn)熄火、結(jié)構(gòu)失效、超溫或者發(fā)動機(jī)功率、推力等無法恢復(fù)的程度。其中,引發(fā)這一后果的因素包括啟動功率或推力的變化,功率的增大或推力的加力,極限的進(jìn)氣畸變或者進(jìn)氣溫度等。

        2.2 失速喘振適航審定的關(guān)鍵技術(shù)參數(shù)

        針對發(fā)動機(jī)失速喘振的問題,最根本的解決方法就是保證壓縮系統(tǒng)在各種工況下都不會進(jìn)入失速喘振狀態(tài),以此來避免出現(xiàn)發(fā)動機(jī)的熄火、結(jié)構(gòu)性破壞問題。

        根據(jù)適航規(guī)定可以看出,為了保障發(fā)動機(jī)一直處于穩(wěn)定狀態(tài),不會出現(xiàn)失速或者喘振問題,就需要明確其工作在喘振邊界之內(nèi)(圖2)。其中,πc為壓比,ncor為換算轉(zhuǎn)速,q(λ2)為流量函數(shù)。

        圖2 發(fā)動機(jī)共同工作線

        圖2 中共同工作線到喘振邊界的工作范圍展現(xiàn)出壓氣機(jī)運(yùn)動時的安全裕度,一般用失速裕度或喘振裕度SM 表示:

        其中,SM 為喘振裕度,mas為不穩(wěn)定邊界點(diǎn)的流量,πks為不穩(wěn)定邊界點(diǎn)的壓比,ma0為工作點(diǎn)的流量,πk0為工作點(diǎn)的壓比。

        喘振裕度是航空發(fā)動機(jī)的重要性能參數(shù),可以直接顯示出發(fā)動機(jī)的安全工作范圍。適航規(guī)定確定了喘振裕度標(biāo)準(zhǔn),即表示極限的工作狀態(tài)或者工作條件。基于此,本文選擇喘振裕度作為分析適航審定的關(guān)鍵技術(shù)參數(shù)。

        3 航空發(fā)動機(jī)失速喘振的適航審定方法

        3.1 適航審定方法的制定規(guī)劃

        依據(jù)《中國民航規(guī)則》第33.65 條中對航空發(fā)動機(jī)喘振裕度的規(guī)定,配合上本文所運(yùn)用的喘振裕度計(jì)算公式,依據(jù)不同飛行狀態(tài)獲得畸變度及畸變范圍,以此計(jì)算出壓氣機(jī)特性線,從而計(jì)算出喘振裕度,獲得飛行迎角與喘振裕度的關(guān)系曲線,然后通過飛機(jī)最低可使用喘振裕度計(jì)算獲得極限飛行迎角,繼而確定極限飛行狀態(tài)。因此,通過對飛行姿態(tài)的驗(yàn)證,對照其是否符合我國民用航空規(guī)章對于失速喘振的適航要求,繼而發(fā)展為較為完整的進(jìn)氣畸變狀態(tài)下發(fā)動機(jī)失速喘振的適航審定方法。

        3.2 適航審定流程

        依據(jù)適航審定方法制定相關(guān)計(jì)劃,并以此來確定發(fā)動機(jī)在某一工作條件下關(guān)于失速喘振的適航審定程序。通過發(fā)動機(jī)在飛行迎角變化時的適航審定問題確定具體的流程及步驟:①獲取發(fā)動機(jī)型號,并獲取均勻進(jìn)氣時壓氣機(jī)的通用特性,包括總壓比—流量特性、絕熱效率—流量特性等;②獲取發(fā)動機(jī)短艙幾何尺寸,并計(jì)算不同飛行速度時的流量;③獲取飛機(jī)的飛行條件,主要由飛行高度、飛行迎角以及飛行馬赫數(shù)、發(fā)動機(jī)工作轉(zhuǎn)速等;④按照飛行迎角與飛行馬赫數(shù),獲得相應(yīng)的畸變范圍及畸變度;⑤將所得到的數(shù)據(jù)代入平行壓氣機(jī)程序進(jìn)行運(yùn)算,同時依據(jù)變化中的飛行馬赫數(shù)來獲得不同工況下的畸變范圍與畸變度,繼而計(jì)算出壓氣機(jī)在此飛行迎角下的特性曲線;⑥待獲得特性線后,按照喘振裕度計(jì)算公式獲得壓氣機(jī)在此狀態(tài)下的喘振裕度;⑦不斷增加飛行迎角,獲得不同狀態(tài)下的喘振裕度,并獲得飛行迎角與喘振裕度的關(guān)系曲線,按照最低允許喘振裕度判斷極限飛行迎角。

        4 結(jié)束語

        失速喘振是影響航空發(fā)動機(jī)氣動性能與運(yùn)行安全的重要因素,備受行業(yè)的重點(diǎn)關(guān)注。我國航空發(fā)動機(jī)適航規(guī)定中對失速喘振適航審定方法進(jìn)行了說明。本文分析了航空發(fā)動機(jī)失速喘振的原理,并進(jìn)一步分析適航審定規(guī)定及方法,為航空發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定運(yùn)行提供參考。

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