简介：燃油泵调节器供油特性的优劣,直接关系到航空发动机能否可靠工作和充分发挥性能。某燃气涡轮起动机燃油泵调节器,为满足用户使用要求,需改变其起动加速供油特性。主要通过增加数控模块,利用其控制器和传感器来实现信号的反馈与匹配,再通过放油实现脉宽调制电磁阀对流量的修正,从而实现对燃油泵调节器起动加速供油特性的修正。最后通过试验验证了改进方法的可行性。

简介：建立考虑过载的流量调节器静态数学模型，研究过载影响调节器静态特性的规律，为预估过载对发动机性能的影响提供参考。研究表明：纵向过载单一因素引起的流量偏差、启调压降偏差与过载系数近似呈线性关系，过载不改变流量特性的线性度和负载特性差率。

简介：推进剂利用系统调节器最初设计为非线性调节。鉴于非线性的一些缺陷,后来改进为线性调节。本文介绍了这种线性调节器的设计方法.本方法避开了复杂的解析计算,借用非线性调节器的试验数据,用半经验的工程方法解决了原认为难以解决的设计问题,在实际应用中取得了良好效果。

简介：针对某型流量调节器及泵压式供应系统,建立了描述其动态特性的频域分析模型,研究系统在出口压力扰动下的频率响应特性以及系统的固有稳定性.结果表明调节器在系统中的位置对系统高频范围内的频率特性影响很大.当供应系统总压降保持一定,增大出口局部流阻的压降能降低系统的谐振峰.当出口局部阻力较小,管路长度比例合适时,系统能够出现自发的不稳定.出口局部阻力越低,系统的总管路长度越大,则系统稳定性越差,不稳定的管路长度比例区间就越大.系统产生不稳定的机理是,在合适的管路长度比例下,调节器第二道节流口所分成的两截管路的声学频率相匹配,且流量调节器处于固有频率的压力波腹,滑阀始终受到频率一致、较大幅值的脉动压力的作用,使得滑阀在固有频率下产生明显的随动响应,对系统形成正反馈.在系统的阻尼耗散作用不足时,形成了耦合的不稳定系统.

简介：某型国产发动机装机后在进行地面试验时,地面开车时间较长,就会出现滑油温度以及泵调节器壳体温度偏高现象,尤其在转入小功率状态后温度上升非常快,不得不中断试验,影响研制进度。对该故障现象进行了分析,并对相应的改进措施以及验证结果进行了说明。最后通过对比国内外技术方案,对该型发动机提出了进一步的改进建议。

简介：在分析通道校正电路的内部连接方式的基础上,按不同的SSI指令和nHC换算转速分类进行了试验.通过喘振压力信号对综合调节器的校正试验,得到了喘振压力信号对nL、nH和Tt5通道的修正关系.修正结果表明修正效果与SSI指令和nHC换算转速的大小密切相关.

简介：介绍了压气机静叶调节数字电子控制器的设计和工程应用情况。简要阐述了该控制器的硬件结构、软件架构，着重介绍了静叶调节数字电子控制器硬、软件设计及调试中遇到的问题和解决办法。该控制器在某压气机试验中得到了验证。结果显示。该控制器精度高、响应快、控制效果较好。

简介：调节阀中重要零件调节杆的加工精度较以往产品大幅提高，给机械加工带来很大困难。通过对产品结构特点、加工工具性能等的分析，采取了调整加工设备、制定合理的工艺方案、对材料进行消除变形热处理等保证加工精度的措施成功地加工出了符合设计精度要求的产品。

简介：本文基于压缩性修正,非定常修正,径向流修正,动态失速修正和反流区修正,给出了计算大速度前飞旋翼性能的方法。计算结果表明此方法精度较高,可用于型号设计。

简介：目前常用的商业软件只能求得颤振序列，却无法直接求得颤振速度。本文以大型CAE软件系统HAJIF2013为基础，在本系统中引入拉盖尔迭代方法，并以某复合材料机翼颤振模型为算例，对方法的有效性进行验证。研究表明，本文所提出的拉盖尔迭代方法自动计算颤振速度，较之以往通过V-G图线性插值，能够准确的得到颤振点的速度，有效的防止在飞行状态下颤振的发生，实现整个颤振求解流程的自动化。

简介：从航空发动机高空模拟试验台模拟压力要求出发，介绍高空台排气系统的作用、组成和排气系统的流通，对抽气机和排气扩压器的特性作了概述，对高空舱后压力PD调节系统、Ⅰ级抽气总管压力PM^*调节系统作了说明，叙述发动机稳态试验、加力过渡态试验、加减速过渡态试验时高空舱后舱压力PD和Ⅰ级抽气总管压力PM^*控制方法，指出发动机在稳态试验和过渡态试验时高空舱后舱压力PD的影响因素和排气系统自动调节阀（999）在管网中的安装位置。

简介：本文介绍一种新的动力学试验方法:通过应变响应测试计算结构的加速度振型.根据试验结果寻找到的应变振型与加速度振型之间的相互关系,将测量得到的应变振型转化为加速度振型.本文通过对悬臂板梁结构应用该技术测量所得到的一些试验结果进行分析,计算结果验证了该方法的实用性.

简介：用粒子成像（PIV）的方法测量了一级涡轮盘腔内流体的速度场，介绍了试验装置、试验方法，并绘出了速度场的瞬时值和平均值，分析了不同冷却气体流量对速度场的影响。在冷却流量较小的情况下，腔内的速度场主要由粘性力决定，并有外流入侵现象发生；在冷却流量较大的情况下，腔内流场由冷气流动的惯性决定，由于存在涡的缘故，在某一半径处流动发生了分离。

简介：本文讨论研究可改变方向的悬臂梁非线性系统参激振动并利用速度二次项对其振动控制。讨论中认为末端带集中质量块悬臂梁的第一阶模态具有决定性的影响，对系统位移响应采用单阶Galerkin截断方法处理将描述梁的偏微分方程转化为常微分方程。本文应用非线性梁方程中加入二次速度反馈项进行控制，对控制方程应用多尺度方法得到幅频关系并作稳定性分析，最后用数值方法分别讨论外谐振下线性阻尼项、梁非线性系项、二次速度控制项增益和激励幅对悬臂梁振幅在不同方向下的影响。

简介：推力调节是提高液体火箭发动机适应性和运载火箭性能的有效措施。研究认为补燃循环发动机最佳的推力调节方案是调节预燃室中较少组元的流量。通过控制预燃室的温度，改变涡轮泵的功率，最终达到调节推力的目的。由于补燃循环发动机推力调节时。对预燃室温度的影响较大，推力向上调节幅度不宜过大，但可进行较大幅度的向下调节。上述推力调节方案对发动机比冲的影响很小，可以忽略不计；对发动机混合比的影响也较小，只需在大范围推力调节时考虑；推力调节速率不宜过快，应小于20％／s。

简介：针对单级跨声速风扇高切线速度、低压比的特点,采用先进的气动布局及特性分析方法,高切线速度低压比转子设计、低损失可调导叶设计、大攻角范围低损失静子设计技术,以及叶顶激波系控制技术等,完成了该单级风扇的设计,并在此基础上完成机械运转、总性能试验及导叶优化试验。试验结果表明,该单级风扇在满足发动机尺寸设计要求的前提下,各转速流量、效率、压比及稳定裕度均满足设计指标要求,其中效率和稳定裕度远远超过设计指标。

简介：对某型飞机前调节板典型件进行了静力试验验证，阐述了试验载荷、应变、位移的实施方法及数据处理的方法。结合数据处理结果给出了试验结论。研究结果可供飞机结构设计参考。

简介：通过实验和分析的对比研究，探讨了输液管道中液体压力和流速的变化对管道系统动力特性的影响，验证了飞机液压及燃油管系结构动力学分析的力学模型和计算程序的正确性。

简介：轴向速度密度比的变化，对于叶栅的主要性能，有着重要的影响。本文着重介绍了在亚音速和跨音速范围内，轴向速度比对叶栅性能影响的试验研究。试验结果表明：在亚音和未阻塞的跨音速区域，随着轴向速度密度比AVDR的增大，叶栅的损失系数Loss、出口气流角β和压比P2/P1随着减小，叶片表面马赫数随着轴向速度比AVDR的减小，叶片叶背表面的峰值马赫数逐渐向叶栅进口方向前移，作为压气机设计者，必须清楚地了解叶栅性能随AVDR的变化规律。才能在压气机设计中，找到级压比和损失系数的最佳匹配。

简介：某型飞机环控系统空气散热器性能试验的管路出口排气总声压级达到了130dB，严重影响到实验室的工作环境。依据小孔喷注消声原理设计了一种复合式小孔消声器。该消声器适用于高流速、高低温环境，应用中具有良好的降噪性，可为其他管路气流噪声的消声设计提供参考。