中文名 | 小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法 | 公布號 | CN102184294A |
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授權(quán)日 | 2011年9月14日 | 申請?zhí)?/th> | 2011101211947 |
申請日 | 2011年5月11日 | 申請人 | 北京動力機(jī)械研究所 |
地????址 | 北京市豐臺區(qū)7208信箱18分箱 | 發(fā)明人 | 劉振德、陳寶延、王維明、郭昊雁、關(guān)勝如 |
Int.Cl. | G06F17/50(2006.01)I | 代理機(jī)構(gòu) | 北京清亦華知識產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) |
代理人 | 張大威 | 類????別 | 發(fā)明專利 |
《小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法》涉及發(fā)動機(jī)制造及設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域,特別涉及一種小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法。
在小型渦輪發(fā)動機(jī)研制過程中,通過渦輪部件試驗獲得渦輪部件的真實特性,對于發(fā)動機(jī)總體性能的評估具有重要作用。虛擬試驗技術(shù)作為數(shù)字化的試驗技術(shù),集成仿真技術(shù)、計算機(jī)技術(shù)、網(wǎng)絡(luò)信息技術(shù)、試驗技術(shù)等于一身,被認(rèn)為是提高武器系統(tǒng)或產(chǎn)品研制水平,增強(qiáng)創(chuàng)新力和競爭力的有效技術(shù)手段。
中國國外虛擬試驗技術(shù)在上個世紀(jì)八十年代開始興起,在國防領(lǐng)域尖端的武器系統(tǒng)研制之中應(yīng)用較多,但在小型發(fā)動機(jī)虛擬試驗方面還未進(jìn)行任何有效的研究。
圖1為《小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法》實施例的小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖;
圖2為該發(fā)明實施例的虛擬試驗方法流程圖;
圖3為該發(fā)明實施例的渦殼制作流程圖;
圖4為該發(fā)明實施例的試驗件制作流程圖;
圖5為該發(fā)明實施例的全通道試驗流程圖;
圖6為該發(fā)明實施例的制作試驗大綱子流程示意圖。
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<p>發(fā)動機(jī)是靠燃料在汽缸內(nèi)燃燒作功來產(chǎn)生功率的,輸入的燃料量受到吸入汽缸內(nèi)空氣量的限制,所產(chǎn)生的功率也會受到限制,如果發(fā)動機(jī)的運行性能已處于最佳狀態(tài),再增加輸出功率只能通過壓縮更多的空氣...
1.由于模型渦輪噴射引擎是需要耐高溫的發(fā)動機(jī)本體,以及需要非常耐磨損(高溫下)的材料制成,這種材料通常情況下非常難以獲得,除非你家里只做的。2.燃燒室需要鎢,高碳鋼,以及鈦合金制作。內(nèi)壁需要高溫防護(hù)涂...
飛機(jī)的渦輪發(fā)動機(jī),它的基本工作原理和構(gòu)造是什么?
飛機(jī)的渦輪發(fā)動機(jī)的構(gòu)造原理:在構(gòu)造上,渦輪軸發(fā)動機(jī)也有進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室和尾噴管等燃?xì)獍l(fā)生器基本構(gòu)造,但它一般都裝有自由渦輪,如圖所示,前面的是兩級普通渦輪,它帶動壓氣機(jī),維持發(fā)動機(jī)工作,后面的二...
2016年12月7日,《小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法》獲得第十八屆中國專利優(yōu)秀獎。 2100433B
《小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法》實施例的小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)通過搭建網(wǎng)絡(luò)化的虛擬平臺實現(xiàn),以對小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪部件的氣動性能進(jìn)行虛擬試驗,從而短渦輪試驗周期,降低試驗風(fēng)險和實際試驗的費用。如圖1所示,為該發(fā)明實施例的小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖。該小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)包括三維造型模塊100、流體動力學(xué)建模模塊200、組裝模塊300、三維計算模塊400、后處理模塊500、試驗報告及評估報告生成模塊600、數(shù)據(jù)庫管理模塊700、用戶管理模塊800。
其中,三維造型模塊100主要采用具有參數(shù)化建模功能的UG模塊(Unigraphics NX)進(jìn)行試驗器渦殼三維模型和試驗件三維模型的建立。在《小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法》的實施例之中,參數(shù)化建模即對渦殼、試驗件的幾何結(jié)構(gòu)運用幾個結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行描述,如長度、寬度、厚度或直徑、半徑等。當(dāng)該渦殼、試驗件的結(jié)構(gòu)大小發(fā)生變化時,只需修改描述該渦殼、試驗件的參數(shù)值而不需要修改模型本身。
其中,流體動力學(xué)建模模塊200根據(jù)三維造型模塊100生成的渦殼三維模型和試驗件三維模型采用CFD軟件(IcemCFD和Turbo Grid軟件)進(jìn)行流體動力學(xué)模型的建立,以生成渦殼流體動力學(xué)模型和試驗件流體動力學(xué)模型。
其中,組裝模塊300用于對流體動力學(xué)建模模塊200生成的渦殼流體動力學(xué)模型和試驗件流體動力學(xué)模型進(jìn)行組裝,生成可用于氣動性能試驗的計算模型。具體地,將可用于氣動性能試驗的渦殼計算模型與試驗件計算模型按照其實際的物理狀態(tài)進(jìn)行拼接,使其變?yōu)橐粋€可用于計算的完整模型。
根據(jù)試驗任務(wù)書設(shè)置試驗工況、試驗工質(zhì)。三維計算模塊400根據(jù)設(shè)置的試驗工況和試驗工質(zhì)結(jié)合組裝模塊300生成的用于氣動性能試驗的計算模型進(jìn)行試驗仿真。在試驗過程之中還可監(jiān)控關(guān)鍵截面的參數(shù)變化。在計算之前,在關(guān)鍵截面設(shè)置監(jiān)控點信息,該信息主要包括監(jiān)控點的位置(三維坐標(biāo)值)及監(jiān)控參數(shù),如壓力、溫度等。
后處理模塊500根據(jù)試驗結(jié)果進(jìn)行后處理分析,以獲得各個流面的參數(shù)分布及渦輪三維特性數(shù)據(jù),并將試驗結(jié)果與渦輪實物試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行對比,獲得兩者之間的關(guān)系,例如獲得渦輪特性參數(shù)如效率、功率、流量等參數(shù)的差異。在《小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法》的實施例之中,后處理分析包括對各流面(S1流面、S2流面、S3流面)的各參數(shù)(總溫、總壓、靜溫、靜壓、速度、馬赫數(shù)等)分布的分析、各關(guān)鍵截面(葉片排進(jìn)出口截面等)參數(shù)的分析、葉片損失系數(shù)、流線分布等。
試驗報告及評估報告生成模塊600用于根據(jù)試驗結(jié)果及試驗情況進(jìn)行總結(jié),并完成試驗報告及試驗平臺評估報告。
《小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法》實施例的小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)具有數(shù)據(jù)庫管理功能,可通過數(shù)據(jù)庫管理模塊700對虛擬試驗的試驗?zāi)P?、試驗工況參數(shù)、試驗結(jié)果數(shù)據(jù)、特性曲線、參數(shù)分布圖形等信息進(jìn)行存儲管理,并為用戶提供檢索,查詢和統(tǒng)計以及分析評估的功能。
用戶管理模塊800用于對用戶實行權(quán)限管理,以使不同權(quán)限人員對虛擬試驗任務(wù)書、虛擬試驗方案、虛擬試驗?zāi)K有不同的訪問、修改權(quán)限。該系統(tǒng)之中用戶權(quán)限共分為三類:系統(tǒng)管理員、試驗者或設(shè)計者、瀏覽者。其中,不同權(quán)限人員對虛擬試驗任務(wù)書、虛擬試驗方案和虛擬試驗?zāi)K有不同的訪問,修改權(quán)限。在用戶登錄進(jìn)入小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)之后,系統(tǒng)根據(jù)預(yù)設(shè)的該用戶的權(quán)限確定該用戶可進(jìn)行的操作范圍,從而保證了數(shù)據(jù)庫數(shù)據(jù)的保密、可靠和一致。
如圖2所示,為《小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法》實施例的虛擬試驗方法流程圖,該方法基于上述的小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)。該方法包括以下步驟:
步驟S201,制作渦殼,生成渦殼三維模型和渦殼流體動力學(xué)模型。其中,渦殼包括六個部件,分別是進(jìn)口1(jk1)、進(jìn)口2(jk2)、前盆(qp)、后盆(hp)、出口1(ck1),出口2(ck2)。渦殼的制作過程是首先制作六個部件,然后合并六個部件生成渦殼。六個部件的制作過程是首先UG創(chuàng)建幾何文件,生成渦殼三維模型,然后由Icem生成渦殼六個部件的流體動力學(xué)模型,最后由CFX合并六個部件的流體動力學(xué)模型,生成渦殼流體動力學(xué)模型。如圖3所示,為《小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法》實施例的渦殼制作流程圖。
步驟S202,制作試驗件,生成試驗件三維模型和試驗件流體動力學(xué)模型。試驗件的制作根據(jù)選用網(wǎng)格工具的不同提供兩種制作方式,IcemCFD方式和TurboGrid方式。
方式一、IcemCFD方式:
首先由專門的設(shè)計軟件創(chuàng)建靜葉和動葉的點文件,然后由UG軟件創(chuàng)建三維模型,再由IcemCFD創(chuàng)建靜葉和動葉的流體動力學(xué)模型,最后由CFX合并靜葉和動葉的流體動力學(xué)模型,生成試驗件流體動力學(xué)模型。
方式二、TurboGrid方式:
首先由專門的設(shè)計軟件創(chuàng)建靜葉和動葉的點文件,然后由UG軟件創(chuàng)建三維模型,再由TurboGrid創(chuàng)建靜葉和動葉的流體動力學(xué)模型,最后由CFX合并靜葉和動葉的流體動力學(xué)模型,生成試驗件流體動力學(xué)模型。。
如圖4所示,為《小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法》實施例的試驗件制作流程圖。
需要說明的是在《小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法》實施例之中,步驟S201和S202之間沒有順序關(guān)系。
步驟S203,進(jìn)行全通道試驗。首先合并渦殼流體動力學(xué)模型和試驗件流體動力學(xué)模型,然后通過設(shè)置工況參數(shù)和工質(zhì)參數(shù)在合并后的渦殼和試驗件上開始試驗,試驗后進(jìn)行后處理分析,并生成試驗報告。如圖5所示,為該發(fā)明實施例的全通道試驗流程圖。如圖6所示,為該發(fā)明實施例的制作試驗大綱子流程示意圖。
《小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法》提出了一種小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法。
《小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法》一方面提出了一種小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng),包括三維造型模塊、流體動力學(xué)建模模塊、組裝模塊、三維計算模塊、后處理模塊、試驗報告及評估報告生成模塊、數(shù)據(jù)庫管理模塊和用戶管理模塊,所述三維造型模塊用于采用具有參數(shù)化建模功能的UG模塊建立試驗器渦殼三維模型和試驗件三維模型,其中,所述參數(shù)化建模為對渦殼、試驗件的幾何結(jié)構(gòu)運用幾個結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行的描述;所述流體動力學(xué)建模模塊用于根據(jù)三維造型模塊生成的渦殼三維模型和試驗件三維模型采用CFD軟件(IcemCFD或TurboGrid)進(jìn)行流體動力學(xué)模型的建立,以生成渦殼流體動力學(xué)模型和試驗件流體動力學(xué)模型;所述組裝模塊用于對流體動力學(xué)建模模塊生成的渦殼流體動力學(xué)模型和試驗件流體動力學(xué)模型按照實際的物理狀態(tài)進(jìn)行組裝,以生成可用于氣動性能試驗的計算模型;所述三維計算模塊用于根據(jù)設(shè)置的試驗工況和試驗工質(zhì)結(jié)合所述組裝模塊生成的用于氣動性能試驗的計算模型進(jìn)行試驗仿真,并在計算之前,在關(guān)鍵截面設(shè)置監(jiān)控點信息,該信息主要包括監(jiān)控點的位置及監(jiān)控參數(shù),如壓力、溫度等;所述后處理模塊用于根據(jù)試驗結(jié)果進(jìn)行后處理分析,以獲得各個流面的參數(shù)分布及渦輪三維特性數(shù)據(jù);所述試驗報告及評估報告生成模塊用于根據(jù)試驗結(jié)果及試驗情況進(jìn)行總計,并完成試驗報告及試驗平臺評估報告;所述數(shù)據(jù)庫管理模塊用于對數(shù)據(jù)進(jìn)行管理,對虛擬試驗的試驗?zāi)P?、試驗工況參數(shù)、試驗結(jié)果數(shù)據(jù)、特性曲線、參數(shù)分布圖形進(jìn)行存儲管理,并為用戶提供檢索,查詢和統(tǒng)計以及分析評估,其中,所述試驗?zāi)P桶u殼三維模型、試驗件三維模型、渦殼流體動力學(xué)模型和試驗件流體動力學(xué)模型;所述用戶管理模塊用于對用戶實行權(quán)限管理,以使不同權(quán)限人員對虛擬試驗任務(wù)書、虛擬試驗方案、虛擬試驗?zāi)K有不同的訪問、修改權(quán)限。
《小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法》還提出了一種采用如上所述的小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)進(jìn)行試驗的方法,包括以下步驟:制作渦殼以生成渦殼三維模型和渦殼流體動力學(xué)模型;制作試驗件以生成試驗件三維模型和試驗件流體動力學(xué)模型;對所述渦殼流體動力學(xué)模型和所述試驗件流體動力學(xué)模型進(jìn)行拼接以生成可用于氣動性能試驗的計算模型,并根據(jù)設(shè)置的試驗工況和試驗工質(zhì)進(jìn)行全通道試驗。
《小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法》實施例的小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)能夠部分地取代渦輪實物試驗,縮短渦輪試驗周期,降低試驗風(fēng)險和實際試驗的費用。此外,該發(fā)明實施例的小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)還能夠?qū)u輪的氣動性能進(jìn)行分析和評估,指導(dǎo)渦輪的設(shè)計。該發(fā)明實施例對于實現(xiàn)發(fā)動機(jī)從“傳統(tǒng)型設(shè)計”到“預(yù)測型設(shè)計”的轉(zhuǎn)變有著重要的促進(jìn)作用。
《小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)及試驗方法》附加的方面和優(yōu)點將在下面的描述中部分給出,部分將從下面的描述中變得明顯,或通過該發(fā)明的實踐了解到。
1.一種小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng),其特征在于,包括三維造型模塊、流體動力學(xué)建模模塊、組裝模塊、三維計算模塊、后處理模塊、試驗報告及評估報告生成模塊、數(shù)據(jù)庫管理模塊和用戶管理模塊,所述三維造型模塊用于采用具有參數(shù)化建模功能的UG模塊建立試驗器渦殼三維模型和試驗件三維模型,其中,所述參數(shù)化建模為對渦殼、試驗件的幾何結(jié)構(gòu)運用幾個結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行的描述;所述流體動力學(xué)建模模塊用于根據(jù)三維造型模塊生成的渦殼三維模型和試驗件三維模型采用CFD軟件(Icem CFD或Turbo Grid)進(jìn)行流體動力學(xué)模型的建立,以生成渦殼流體動力學(xué)模型和試驗件流體動力學(xué)模型;所述組裝模塊用于對流體動力學(xué)建模模塊生成的渦殼流體動力學(xué)模型和試驗件流體動力學(xué)模型按照實際的物理狀態(tài)進(jìn)行組裝,以生成可用于氣動性能試驗的計算模型;所述三維計算模塊用于根據(jù)設(shè)置的試驗工況和試驗工質(zhì)結(jié)合所述組裝模塊生成的用于氣動性能試驗的計算模型進(jìn)行試驗仿真,并在計算之前,在關(guān)鍵截面設(shè)置監(jiān)控點信息,該信息主要包括監(jiān)控點的位置及監(jiān)控參數(shù),如壓力、溫度等;所述后處理模塊用于根據(jù)試驗結(jié)果進(jìn)行后處理分析,以獲得各個流面的參數(shù)分布及渦輪三維特性數(shù)據(jù);所述試驗報告及評估報告生成模塊用于根據(jù)試驗結(jié)果及試驗情況進(jìn)行總結(jié),并完成試驗報告及試驗平臺評估報告;所述數(shù)據(jù)庫管理模塊用于對數(shù)據(jù)進(jìn)行管理,對虛擬試驗的試驗?zāi)P?、試驗工況參數(shù)、試驗結(jié)果數(shù)據(jù)、特性曲線、參數(shù)分布圖形進(jìn)行存儲管理,并為用戶提供檢索,查詢和統(tǒng)計以及分析評估,其中,所述試驗?zāi)P桶u殼三維模型、試驗件三維模型、渦殼流體動力學(xué)模型和試驗件流體動力學(xué)模型;所述用戶管理模塊用于對用戶實行權(quán)限管理,以使不同權(quán)限人員對虛擬試驗任務(wù)書、虛擬試驗方案、虛擬試驗?zāi)K有不同的訪問、修改權(quán)限。
2.一種采用如權(quán)利要求1所述的小型渦輪發(fā)動機(jī)渦輪氣動性能虛擬試驗系統(tǒng)進(jìn)行試驗的方法,其特征在于,包括以下步驟:制作渦殼以生成渦殼三維模型和渦殼流體動力學(xué)模型;制作試驗件以生成試驗件三維模型和試驗件流體動力學(xué)模型;對所述渦殼流體動力學(xué)模型和所述試驗件流體動力學(xué)模型進(jìn)行拼接以生成可用于氣動性能試驗的計算模型,并根據(jù)設(shè)置的試驗工況和試驗工質(zhì)進(jìn)行全通道試驗。
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某型燃?xì)鉁u輪起動機(jī)空中起動調(diào)整試驗——利用某型燃?xì)鉁u輪起動機(jī)進(jìn)行空中輔助起動發(fā)動機(jī)試驗,以期突破其僅用于地面起動發(fā)動機(jī)的限制,擴(kuò)展起動機(jī)及發(fā)動機(jī)的起動包線。
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收稿日期 : 2005206220 基金項目 : 教育部新世紀(jì)優(yōu)秀人才計劃項目 ( NCET 20420281 ) ; 國家高技術(shù)研究發(fā)展計劃項目 (2002AA414420 )? 作者簡介 : 王成恩 (1964 - ) ,男 ,黑龍江雞西人 ,東北大學(xué)教授 ,博士生導(dǎo)師 ? 第 27卷第 5期 2 00 6年 5 月 東 北 大 學(xué) 學(xué) 報 ( 自 然 科 學(xué) 版 ) Journal of Northeastern University (Natural Science) Vol 127 ,No. 5 May 2 0 0 6 文章編號 : 100523026 ( 2006) 0520485204 航空發(fā)動機(jī)渦輪設(shè)計集成技術(shù) 王成恩 , 劉 震 (東北大學(xué) 教育部暨遼寧省流程工業(yè)綜合自動化重點實驗室 , 遼寧 沈陽 110004) 摘 要 : 航空發(fā)動機(jī)設(shè)計需要大量的計算軟件
自由式渦輪發(fā)動機(jī)性能
自由式渦輪發(fā)動機(jī)由于自由渦輪是由燃?xì)怛?qū)動的, 與燃?xì)獍l(fā)生器沒有機(jī)械連接, 因此, 自由渦輪發(fā)動機(jī)的效率在渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)類型中比單軸式渦槳發(fā)動機(jī)的稍低。如右圖,可知自由渦輪發(fā)動機(jī)的壓氣機(jī)布置在發(fā)動機(jī)后端,空氣從進(jìn)氣道進(jìn)入后需轉(zhuǎn)180°才能進(jìn)入壓氣機(jī),導(dǎo)致進(jìn)氣損失偏大。反映到燃油經(jīng)濟(jì)性上,與單軸式渦輪發(fā)動機(jī)相比,在輸出軸功率相當(dāng)?shù)那疤嵯?,自由渦輪發(fā)動機(jī)的燃油消耗率(SFC)較單軸發(fā)動機(jī)的高約6%~10%。
另一方面,由于自由渦輪是靠燃?xì)怛?qū)動的,因此在飛行員想改變發(fā)動機(jī)狀態(tài)時,自由渦輪發(fā)動機(jī)將會有一定的延遲,例如從慢車到最大起飛功率,飛行員完成推桿動作后,大概得經(jīng)過3s左右發(fā)動機(jī)才能到達(dá)所需的最大起飛功率狀態(tài),在響應(yīng)速度上慢于單軸發(fā)動機(jī)。
地面啟動時,自由渦輪發(fā)動機(jī)所需的扭矩更小。這是因為自由渦輪在啟動過程中僅需將燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)子(包括壓氣機(jī)及其渦輪) 帶動到點火轉(zhuǎn)速, 而單軸發(fā)動機(jī)在此過程中還需帶動發(fā)動機(jī)前端的螺旋槳及減速齒輪箱。因此,在小飛機(jī)上,一般只需紿自由滿輪發(fā)動機(jī)配備一塊啟動用的蓄電池而需要給單軸發(fā)動機(jī)配備兩塊。
在飛行中進(jìn)行發(fā)動機(jī)再啟動時,自由渦輪發(fā)動機(jī)的再啟動包線更廣。自由渦輪發(fā)動機(jī)在飛行中進(jìn)行再啟動有兩種模式,風(fēng)車啟動及啟動發(fā)電機(jī)啟動。風(fēng)車啟動指的是,渦槳發(fā)動機(jī)空中熄火后,由于螺旋槳的旋轉(zhuǎn)為風(fēng)車狀態(tài),發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子也隨螺旋槳一起轉(zhuǎn)動,如飛行高度和速度在廠家允許的包線內(nèi),可根據(jù)需要進(jìn)行點火啟動。而空中的啟動發(fā)電機(jī)啟動與地面正常啟動程序一樣。
自由渦輪發(fā)動機(jī)的渦輪維護(hù)性比較簡便。
發(fā)動機(jī)廠家根據(jù)自由渦輪的位置,在兩級渦輪(自由渦輪與壓氣機(jī)渦輪)之間設(shè)計成可方便拆卸的法蘭連接,當(dāng)發(fā)動機(jī)需要進(jìn)行熱部件檢查時,只需把發(fā)動機(jī)自由渦輪及前端的減速齒輪箱拆下即可,有時甚至不需要從飛機(jī)上拆下發(fā)動機(jī)。
雙路式渦輪噴氣發(fā)動機(jī)渦輪發(fā)動機(jī)操作
因為渦輪發(fā)動機(jī)非常多樣,在本手冊中講解詳細(xì)的運行過程是不切實際的。然而,有一些適用于所有渦輪發(fā)動機(jī)的操作考慮。它們是發(fā)動機(jī)溫度限制,外界物體破壞,熱啟動,壓縮機(jī)失速和熄火。
任何渦輪發(fā)動機(jī)的最高溫度都發(fā)生在渦輪進(jìn)氣口。渦輪進(jìn)氣溫度因此通常是渦輪發(fā)動機(jī)運行的限制因素。
渦輪發(fā)動機(jī)推力直接隨空氣密度變化。當(dāng)空氣密度降低時,推力也降低。當(dāng)渦輪和往復(fù)式發(fā)動機(jī)受高的相對濕度有某種影響時,渦輪發(fā)動機(jī)推力損失可以忽略不計,而往復(fù)式發(fā)動機(jī)的制動馬力會降低很多。
由于渦輪發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口的設(shè)計和功能,吸入物體碎片的可能性總是存在的。這會導(dǎo)致重大的損壞,特別是壓縮機(jī)和渦輪節(jié)。當(dāng)發(fā)生這樣的事情時,稱為外來物體損傷(FOD)。典型的FOD是吸入來自停機(jī)坪,滑行道或者跑道上的小物體導(dǎo)致的小凹痕和花邊。但是,也會發(fā)生飛鳥撞擊或者冰吸入導(dǎo)致的FOD損壞,可能導(dǎo)致發(fā)動機(jī)整個損毀。
外物損傷的預(yù)防是非常重要的。地面運行期間,一些發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口有在地面和進(jìn)氣口之間形成渦流的趨勢。在這些發(fā)動機(jī)上可能安裝了一個渦流消散器。
也可能使用其他設(shè)備,如屏幕和/或偏轉(zhuǎn)器。飛行前檢查程序包括一個對任何外物損傷跡象的目視檢查。
熱啟動是當(dāng)EGT超過安全限制時的啟動。熱啟動是由于太多燃油進(jìn)入燃燒室或者是渦輪機(jī)轉(zhuǎn)速不夠引起的。只要發(fā)動機(jī)熱啟動時,參考飛機(jī)飛行手冊,飛行員操作手冊或者相關(guān)的維護(hù)手冊來了解檢查要求。
如果點火后發(fā)動機(jī)不能加速到適合的速度或者沒加速到慢車轉(zhuǎn)速,這時就發(fā)生了懸掛啟動。懸掛啟動也可以稱為假啟動。懸掛啟動可能是由于啟動動力源不足或者燃油控制故障而導(dǎo)致。
壓縮機(jī)葉片是小的翼型,遵守適用于任何翼型的相同空氣動力學(xué)原理。壓縮機(jī)葉片有一個迎角。迎角是進(jìn)氣口空氣速度和壓縮機(jī)旋轉(zhuǎn)速度的計算結(jié)果。這兩個力合成構(gòu)成一個向量,它確定了翼型沖擊進(jìn)氣口空氣的實際迎角。
壓縮機(jī)失速可以描述為進(jìn)氣口速度和壓縮機(jī)旋轉(zhuǎn)速度這兩個向量數(shù)值的失衡。當(dāng)壓縮機(jī)葉片迎角超過臨界迎角時發(fā)生壓縮機(jī)失速。在這個點上,平穩(wěn)氣流受到干擾,隨著壓力波動產(chǎn)生了紊流。壓縮機(jī)失速導(dǎo)致空氣流進(jìn)壓縮機(jī)時速度降低和停滯,有時還反向流動。如圖4
壓縮機(jī)失速可以是瞬時現(xiàn)象和間歇性現(xiàn)象或者是持續(xù)的狀態(tài),甚至更嚴(yán)重。瞬時/間歇性失速的表現(xiàn)通常是在回火和反向氣流發(fā)生時間歇的爆炸聲。如果失速發(fā)展成為穩(wěn)定狀態(tài),可能從持續(xù)的反向氣流產(chǎn)生強(qiáng)烈的振動和高聲的嘯叫。駕駛艙儀表基本上通常不會顯示輕度的或者瞬時失速,但是會顯示形成的失速。典型的儀表表現(xiàn)包括轉(zhuǎn)速的波動和排氣溫度的增加。大多數(shù)瞬時失速不會對發(fā)動機(jī)有害,經(jīng)常在一兩個周期后自己糾正過來。穩(wěn)定狀態(tài)的失速導(dǎo)致發(fā)動機(jī)損壞的可能性很大。必須快速的通過降低功率,減小飛機(jī)迎角和增加空速來完成改出失速。
盡管所有的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)會受壓縮機(jī)失速影響,大多數(shù)型號都有抑制這些失速的系統(tǒng)。有一個這樣的系統(tǒng)使用可變式進(jìn)氣口導(dǎo)葉(VIGV)和可變式定子葉片,它可以把進(jìn)來的空氣以適當(dāng)?shù)挠菍?dǎo)向到轉(zhuǎn)子槳葉。防止空氣壓縮失速的主要方法是使飛機(jī)在制造商確立的參數(shù)范圍內(nèi)運行。如果壓縮機(jī)失速確實形成了,請按照飛機(jī)飛行手冊或者飛行員操作手冊中的建議程序來做。
熄火是燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的一種運行狀態(tài),此時發(fā)動機(jī)的火無意的熄滅。如果燃燒室中油氣混合比超過富油限制,火焰將會被吹熄。這個狀態(tài)經(jīng)常稱為富油熄火。它通常發(fā)生于非常快速的發(fā)動機(jī)加速,過度富油的混合氣使燃油溫度降低到燃燒溫度以下。也可能由于氣流不足而不能維持燃燒。
另一方面,更多常規(guī)的熄火事件是由于燃油壓力低和發(fā)動機(jī)速度低,這些典型的和高高度飛行有關(guān)。這種情況也會在下降期間發(fā)動機(jī)油門收回時,這會產(chǎn)生貧油條件熄火。貧油混合器很容易導(dǎo)致火焰熄滅,甚至是正常的氣流通過發(fā)動機(jī)時也會發(fā)生。
燃油供應(yīng)的任何干擾也會導(dǎo)致熄火。這原因可能是長時間的非常規(guī)姿態(tài),發(fā)生故障的燃油控制系統(tǒng),紊流,結(jié)冰或者燃油耗盡。
熄火的征兆通常和發(fā)動機(jī)失效后一樣。如果熄火是因為瞬時條件,例如燃油流量和發(fā)動機(jī)速度之間的失衡,一旦狀態(tài)被糾正就可以嘗試空中啟動發(fā)動機(jī)。無論如何,飛行員必須遵守飛機(jī)飛行手冊或者飛行員操作手冊中適用的緊急程序。一般的,這些程序包含了關(guān)于高度和空速的建議,在這些條件下空中開車很可能成功。
雙路式渦輪噴氣發(fā)動機(jī)渦輪發(fā)動機(jī)優(yōu)點
渦輪發(fā)動機(jī)相比往復(fù)式發(fā)動機(jī)有下列優(yōu)點: 振動少,增加飛機(jī)性能,可靠性高,和容易操作。