怎样防止发动机喘振毕业论文（可编辑） .doc

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1、怎样防止发动机喘振毕业论文 长沙航空职业技术学院 毕业设计(论文)怎样发动机防止喘振毕业论文(设计)诚信声明 本人声明:所呈交的毕业论文(设计)是在导师指导下进行的研究工作及取得的研究成果,论文中引用他人的文献、数据、图表、资料均已作明确标注,论文中的结论和成果为本人独立完成,真实可靠,不包含他人成果及已获得 或其他教育机构的学位或证书使用过的材料。与我一同工作的同志对本研究所做的任何贡献均已在论文中作了明确的说明并表示了谢意。论文(设计)作者签名: 日期: 年月日毕业论文(设计)版权使用授权书 本毕业论文(设计)作者同意学校保留并向国家有关部门或机构送交论文(设计)的复印件和电子版,允许论文

2、(设计)被查阅和借阅。本人授权青岛农业大学可以将本毕业论文(设计)全部或部分内容编入有关数据库进行检索,可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存和汇编本毕业论文(设计)。本人离校后发表或使用该毕业论文(设计)或与该论文(设计)直接相关的学术论文或成果时,单位署名为 。论文(设计)作者签名: 日期:年 月 日指 导 教 师 签 名: 日期:年 月 日目录内容摘要7关键词.7 前言.8一 喘振的定义 1.1压气机工作原理.9 1.1.1基元级速度三角形9 1.1.2增压原理.10 1.2喘振的定义.11 1.3喘振的表现及危害.12 1.4事故案例.12二 造成发动机喘振的原因 2.1气流分离.13

3、 2.2叶片槽道的扩压性.15 2.3旋转失速.15 2.3.1旋转失速的定义15 2.3.2低速气流区的生成.16 2.3.3旋转失速分类.16 2.3.4旋转失速的主要特征.16 2.3.5旋转失速的影响16 2.3.6旋转失速与喘振的关系16 3.2通过设计喘振控制系统来防止喘振的发生17 3.2.1压气机中间级放气17 3.2.2可旋转导向叶片.18 3.2.3控制供油规律.20 3.3正确操作, 精心维护发动机20 3.4 战斗机发射武器时发动机喘振采取的措施.20 3.5 飞行过程中发动机喘振采取的措施.213.5.1 副油路节流嘴直径(压降)对主调节器的影响22 3.5.2 升压

4、限制器投入工作点对防喘切油的影响22 3.5.3 定压源不稳定对防喘切油过程的影响22 3.5.4 副油路节流嘴直径改变对主油路节流嘴影响22 3.5.5 层板节流器流量对防喘切油的影响22四 总结.23五 致谢.24六 参考文献.24 毕业论文(设计)任务书 学生姓名 黄驰学号 200900153034 专业 飞机及发动机维修 指导教师姓名 周? 指导教师单位 长沙航空职业技术学院论文设计题目:怎样防止飞机发动机喘振论文(设计)要求:常见故障、故障产生的原因、排除故障的措施。三、论文(设计)的主要内容:飞机发动机喘振是指喷气发动机压气机的喘振。压气机喘振是气流沿压气机轴线方向发生的低频率、高

5、振幅的振荡现象。这种低频率高振幅的气流振荡是一种很大的激振力来源,它会导致发动机机件的强烈机械振动和热端超温,并在很短的时间内造成机件的严重损坏,所以在任何状态下都不允许压气机进入喘振区工作。 喘振时的现象是:发动机的声音由尖哨转变为低沉;发动机的振动加大;压气机出口总压和流量大幅度的波动;转速不稳定,推力突然下降并且有大幅度的波动;发动机的排气温度升高,造成超温;严重时会发生放炮,气流中断而发生熄火停车。因此,一旦发生上述现象必须立即采取措施,使压气机退出喘振工作状态。 喘振的根本原因:由于攻角过大,使气流在叶背处发生分离而且这种气流分离严重扩展至整个叶栅通道。 喘振的机理过程是:空气流量下

6、降,气流攻角增加,当流量减少到一定程度时 ,流入动叶的气流攻角大于设计值,于是在动叶叶背出现气流分离,流量下降越多,分离区扩展越大,当分离区扩展到整个压气机叶栅通道肘,压气机叶栅完全失去扩压能力,这时,动叶再也没有能力将气流压向后方,克服后面较强的反压,于是,流量急剧下降,不仅如此,由于动叶叶栅失去扩压能力,后面高压气体还可能通过分离的叶栅通道倒流至压气机的前方,或由于叶栅通道堵塞,气流瞬时中断,倒流的结果,使压气机后面的反压降得很低,整个压气机流路在这一瞬间就变得“很通畅”, 而且由于压气机仍保持原来的转速,于是瞬时大量气流被重新吸入压气机,压气机恢复“正常”流动和工作,流入动叶的气流由负攻

7、角很快增加到设计值,压气机后面也建立起了高压气流,这是喘振过程中气流重新吸入状态。然而,由于发生喘振的流动条件并没有改变,因此,随着压气机后面反压的不断升高,压气机流量又开始减小,直到分离区扩展至整个叶栅通道,叶栅再次失去扩压能力,压气机后面的高压气体再次向前倒流或瞬时中断, 如此周而复始地进行下去。压气机喘振发生的条件 : 1 发动机转速减小而偏离设计值 大气温度升高,飞行高度下降,飞行马赫数增大,三者对压气机工作的影响是相同的,都是 使压气机进口处空气的总温升高。总温升高,使空气难以压缩,压气机增压比小于设计值,与前述相仿,前几级流量减小,所以流量系数变小,攻角变大,气流在叶背处分离;到某

8、一中间级,轴向速度下降的程度与切向速度下降的程度相同,流量系数正好等于设计值,工作叶轮进口处气流的相对速度 的方向不变,攻角不变,到后面几级,轴向速度下降的程度小于切向速度下降的程度,流量系数变大,攻角减小为负值,气流在叶盆处发生分离。 (2)压气机进口总温度高 大气温度升高,飞行高度下降,飞行马赫数增大,三者对压气机工作的影响是相同的,都是使压气机进口处空气的总温升高。总温升高,使空气难以压缩,压气机增压比小于设计值,与前述相仿,前几级流量减小,所以流量系数变小,攻角变大,气流在叶背处分离;到某一中间级,轴向速度下降的程度与切向速度下降的程度相同,流量系数正好等于设计值,工作叶轮进口处气流的

9、相对速度 的方向不变,攻角不变,到后面几级,轴向速度下降的程度小于切向速度下降的程度,流量系数变大,攻角减小为负值,气流在叶盆处发生分离。 3 发动机空气流量骤然减少 发动机空气流量骤然减少,使压气机前几级的空气轴向速度减小,流量系数变小,攻角变大,气流在叶背处分离而发生喘振。 造成发动机空气流量骤然减少的情况有 : ?发动机从慢车状态加速时,推油门过猛过快,使供油量增加过快,过多,涡轮前燃气总温突然升高,涡轮的流通能力减少而发生堵塞,造成压气机的空气流量减少,使流量系数变小,攻角变大,气流在叶背处分离而发生喘振。 ?着陆滑跑速度很低时仍使用反推;喷出的燃气又被吸入发动机,使进口温度骤然升高,

10、空气流量减少,而发生喘振。 ?飞行中,拉杆过猛,使发动机进口与气流之间的夹角突然改变过大,造成进气道内流场畸变,而引起喘振。 4 发动机损伤和翻修质量差。防喘措施:(1)压气机中间级放气 (2)可调导向器叶片和整流叶片3 双转子或三转子等等四、主要参考资料:/0./.机务在线4 /.5 /. 指导教师(签名)_部门负责人(签 名)_(校外设计请加盖单位公章)年 月 日 怎样防止飞机发动机喘振内容摘要:发动机是飞机的心脏,发动机的正常运转保证了飞机的安全.发动机的喘振是发动机的所有故障中最有危害性的一个.现就从喘振的形成,发生的条件,预防措施及使用维护中注意的事项做以浅析。压气机喘振是气流沿压气

11、机轴线方向发生的低频率,高振幅的震荡现象。这种低频率高振幅的气流振荡是一种很大的激振力来源,他会导致发动机机件的强烈机械振动和热端超温,并在很短的时间内造成机件的严重损坏,所以在任何状态下都不允许压气机进入喘振区工作.喘振时的现象是;发动机的声音由尖哨转变为低沉;发动机的振动加大;压气机出口总压和流量大幅度的波动;转速不稳定,推力突然下降并且有大幅度的波动;发动机的排气温度升高,造成超温;严重时会发生放炮,气流中断而发生熄火停车。因此,一旦发生上述现象,必须立即采取措施,使压气机退出喘振工作状态。关键词:飞机发动机;压气机喘振;预防措施;超温;熄火停车前言 近几十年来, 随着航空事业的发展,

12、飞行器的安全性和可靠性越来越引起人们的重视, 特别是民用客机,一旦发生故障,轻则影响飞机的性能,重则机毁人亡,后果不堪设想。 航空发动机是飞机的心脏, 而发动机的喘振问题一直制约着涡轮发动机的发展, 影响发动机的性能,同时发动机的喘振是发动机的所有故障中最有危害性的一个,是对民用客机安全以及整个航空事业发展的巨大威胁。 民用客机要求安全、可靠、经济。安全是民用飞机设计首要考虑的问题。要达到安全的目的,必须符合最基本的适航性要求, 即: 要求航空器包括部件及子系统整体性能和操纵特性在预期运行环境和使用限制下具有安全性和物理完整性品质。这种品质要求航空器应始终处于符合其型号设计和安全运行状态。 本

13、篇文章从产品设计、修理工艺和维护使用三方面进行分析,使我们更能清楚的了解飞机发动机喘振的形成,发生的条件,预防措施及使用维护中注意的事项。一 、喘振的认识1.1压气机工作原理 1.1.1基元级速度三角形轴流压气机有多级组成,每级由一圈转和静子级成 如果我们用某直径的圆柱面取压气机的一个级,并展为平面,即得一个两排平面叶栅组成的基元级 基元级是构气机的基本元素当气流经过动叶栅(转子),在它的前后两个速度三角,如图a V 表示绝对速度, w 为相对速度, u 为转缘速度由于轴流压气机级的增压比小,且在级前后流程通道尺寸径向尺寸逐渐缩小,所假定在级的进出口的轴向分速不变,即V2aV3a 如再假定V1

14、 V3 方向一致 就可叶轮前后的两个速度三角形画在一起。 1.1.2增压原理 从速度三角形看,气流经过动叶栅,相对速度从 W1 降为 W2,绝对速度从 V1 升到 V2,叶轮轮缘功叶轮轮缘功上式右边第一项为气流经过转子所获动能,第二项表示气流经过转子有多少相对动能转化为气体静压的提高,由于转子叶片对气流做功增加气流速度,根据气动原理,它的冲压也增加,但这些增加量还比不上扩压的影响,如图,当气流流过转子叶片时,叶片剖面形状决定了通道是扩散的 根据伯努力原理,气流的静压增强。当流过静子叶片时,动能没增加,气流速度冲压会下降,其下降数量是前一级转子中所增加的值,由于静子叶片形成通道也是扩散的,它的静

15、压也增加,这样气流通过每一基元级时速度几乎不变,而压力(冲压和静压的总和)增加了,气流通过整个压气机时达到了压力增大的设计目的。 压气机能增加气流压力,主要是压气机涡轮输入的能量,而每个转子或静子与气流之间都要有一定攻角,这样就在每个叶片上下表面形成不同的压力区,如下图 而这样排列又使相邻两个级的压力区相互影响,我们称它为瀑布效应,正是这种效应使气流进入压气机象进入泵中一样,气流在第一级转子高压区被压入第一级静子低压区以此方式气流流过整个压气机1.2喘振的定义 压气机喘振是指气流沿压气机轴线方向发生的低频率(通常有几赫或十几赫)、高振幅强烈的压强和流量波动的气流振荡现象。我们在研究压气机特性线

16、时已经指出:在压气机特性线当的左侧,有条喘振边界线。假如流经压气的空气流量减小到一定程度,而使运行工况进入到喘振边界线的左侧,那么,整台压气机就不能稳定工作。那时,空流量就会出现波动,忽大忽小;压力出现脉动,时高时低;到严重时,甚至会出现气流从压气的进口处倒流出来的现象;同时还会伴随着低频的怒吼声响;这时还会使机组产生强烈地振动。这种现象通常称为喘振现象。在机组的实际运行中,我们决不能容许压气机在进入喘振状况。以上图片是发动机压气机特性曲线1.3喘振的表现及危害 喘振时的现象是;发动机的声音由尖哨转变为低沉;发动机的振动加大;压气机出口总压和流量大幅度的波动;转速不稳定,推力突然下降并且有大幅

17、度的波动;发动机的排气温度升高,造成超温;严重时会发生放炮,气流中断而发生熄火停车。因此,一旦发生上述现象,必须立即采取措施,使压气机退出喘振工作状态。 1.4案例 2007年12月18日下午3点过,一架空中客车客机在飞行中引擎发生故障,5辆消防车3辆救护车在广州白云国际机场等候该客机降落。3点45分,飞机安全在原定地点降落。这架杭州飞往广州的航班,航班号为CZ3804,正常情况下,航班下午1点20分从杭州起飞,3点在广州降落。 18日下午3点35分,广州白云国际机场工作人员黄先生告诉记者,CZ3804在广州白云国际机场上空盘旋,而机场上有5辆消防车、3辆救护车在等候飞机降落。机场工作人员周先

18、生也对此作了证实。周先生说,飞机左发动机出现故障,不能正常降落。 下午3点45分左右,这架空客320飞机,在地面人群关注下,安全降落在广州白云国际机场。飞机上数十名乘客走出机舱,面色平静。随后,消防车和救护车离开现场。 18日下午4点25分,记者赶到广州白云国际机场时,远远看到一辆拖车,将这辆航班号为CZ3804的飞机拖走。拖行过程中,飞机没有亮灯,飞机被拖到广州白云国际机场维修处后,发动机被取了下来,用货车运走。 据该航空公司广州分公司宣传部一负责人说,这架飞机在飞行过程中出现了“机器疲劳”,发生“喘振”现象。据其介绍,“喘振”现象全国民航每年大约发生60次。此次事件中,飞机降落到预定地点,

19、为避免给飞机上的乘客造成恐慌,事先并未知会乘客。该负责人表示,机场方面之所以派出消防车和救护车,是启动了应急预案,是机场方面对此的重视,并不是说飞机遭遇了太大的危险。该负责人还解释说,“喘振”发生后,飞机发动机会停止工作,而另外一台发动机将继续工作150分钟,不影响飞机航行。 2010年9月新加坡媒体日前报道称,9月17日原定从狮城飞往上海的东航MU568次航班,起飞后5分钟引擎着火,飞机因此被迫折返,机上229名乘客“空中惊魂,死里逃生”。东航方面昨天就此接受本报记者采访时回应,该班机并未发生起火现象,只是飞机左发动机“喘振”,机组为确保安全而决定返航。目前东航上海总部派的工程师已抵达新加坡

20、检查排除故障。 东航发言人回应,该次航班于17日下午新加坡当地时间16:35起飞,起飞后不久,飞机左发动机喘振(发动机内部气流出现瞬态异常),2秒后发动机恢复正常,未发生起火现象。为确保安全,机组决定返航,飞机安全降落。东航对因此给旅客造成的不便表示歉意,并在当天对旅客进行了妥善安排。据称,机上没有乘客受伤,受影响的229名乘客,每人都获得了超过500元的食宿补偿。二、 造成发动机喘振的原因2.1气流分离 航空发动机喘振现象究竟是怎样产生的呢?通常认为:喘振现象的发生总是与压气机通流部分中出现了严重的气流脱离现象有密切关系。 当压气机在偏离设计工况的条件下运行时,在压气机工作叶栅的进口处,必然

21、会出现气流的正冲角或负冲角 。当这种冲角增大到某种程度时,粘附在叶型表面上的气流附面层在逆流动方向的的压力梯度下就会出现局部逆流区,形成涡流,造成附面层的分离,以致发生气流的脱离现象。 流量变化时,在叶栅的流道中出现的气流脱离现象。下面引入流量系数这一概念, 用速度三角形对喘振发生的原因和过程做具体分析。相对于压气机叶轮进口而论, 气流是否发生分离要看相对速度的方向如何。 而此相对速度的方向则与气流轴向分速度与叶轮圆周速度的大小有关,取决于轴向分速度与圆周速度的比值。 这个比值,称为流量系数用符号*Ca表示,即: *Ca Ca/u。 式中Ca ?气的轴向分速度,对某一压气机它可代表空气容积流量

22、的大小; u ?气机叶轮圆周速度。 以下分析压气机处于各种不同工作状态下,叶轮上发生气流分离的情况。 如图1 画出了气流流入一级压气机工作叶轮在设计工作状态和非设计工作状态下的速度三角形,其中 Ca ?空气的轴向分速度; C?空气的绝对速度,u?压气机叶轮的圆周速度;w ?压气机叶轮的相对速度; i ?冲角。压气机在设计工作状态下工作时: *Ca *Ca 设,这时气流相对速度方向与叶轮的叶片前缘方向基本一致,不会出现气流分离现象,如图1 b。当压气机处于非设计工作状态时, 空气的流动情况就不同了: *C a *Ca 设,此时相对气流的方向偏离了叶片前缘的方向。 所偏离的角度 i ,叫做冲角。

23、这时,气流将冲向叶片凸面背面 ,形成负冲角 i 0。 如果负冲角较大, 则在叶片的凹面将出现涡流, 发生气流分离现象,如图1 c。 不过由于空气具有惯性,当它流过弯曲的叶片通道时,总有压向叶片凹面的趋势, 这就有利于减弱和消除气流分离现象,即使发生分离, 其涡流区也不易扩大。 此时,仅引起压气机效率降低,而不会引起喘振。 *Ca *Ca,此时相对气流将冲向叶片的凹面,形成正冲角 i 0。 如果正冲角较大,在叶片凸面就会发生气流分离现象。 由于空气的惯性作用, 本来就有脱离凸面流动的趋势,所以气流容易分离,而且涡流区容易迅速扩大。 当涡流区发展到把大部分甚至全部叶片通道堵塞时, 前面的空气就流不

24、进来, 气流暂时中断。但由于叶轮的不停转动, 压气机内的空气将被叶轮推动而继续向后流动, 涡流区也就随之向后移动, 空气便又继续流入叶轮。 此后,由于该处的空气流量系数仍小于设计值,因而又重复了上述的分离现象。 这样压气机的工作过程中, 便出现了流动、 分离、 中断而后再流动, 再分离、 再中断的周而复始的脉动现象,压气机内的空气流量时断时续,空气压力忽大忽小,压气机的工作极不稳定, 进而使整个涡轮发动机进入喘振状态。 如图1?a 经过以上分析, 可以得出以下结论: 当流量系数大于或小于设计值时,在涡轮发动机压气机进口处会产生气流分离现象。 但是流量系数过大所形成的涡流区不会继续扩大, 而流量

25、系数过小时所形成的涡流区则会继续扩大,从而在叶轮旋转的作用下,产生强烈的分离,引起喘振。2.2叶片槽道的扩压性 从结构上讲压气机发生喘振的根本原因是叶片槽道的扩压性。因为槽道具有正向压力梯度,因而使气流很容易在叶片吸力面发生大范围附面层分离甚至倒流现象,从而导致该叶片发生失速、阻塞叶片通道。 当失速叶片数量达到一定程度时整个压气机实际流通能力变小,压气机后面高压气体在压力梯度作用下发生倒流现象;倒流现象发生的同时也会消除前后存在的压力梯度,使得气流重新在叶片作用下正向流动,这样前后压力梯度增加又使得后面级高压气体发生回流从而带动更大范围内叶片发生失速,如此反复就造成了气流的轴向振荡,这就形成了

26、喘振。2.3旋转失速2.3.1旋转失速的定义: 一个或多个低速气流区以小于压气机转速的速度向压气机旋转方向作旋转运动,这种非稳定工况被称为旋转失速或旋转分离。2.3.2低速气流区的生成: 压气机在一定转速下运行时,由于某种原因而出现流量增大或减小,产生负冲角和正冲角,气流就会在叶背(吸力面)或叶盆(压力面)处分离。2.3.3旋转失速分类: (1)旋转失速(或称渐进型旋转失速),其特点是随着流量的下降,压气机性能是逐渐连续的下降; (2)突跃式旋转失速,其特点是随着流量下降到一定程度时,压气机性能会出现突然下降。2.3.4旋转失速的主要特征: 气流脉动沿压气机周向变化和传播; 平稳型旋转失速时流

27、过压气机的流量基本不变,突跃式旋转失速时气流参数会突然下降; 旋转失速的流场是非轴对称的; 旋转失速时振动频率较高。2.3.5旋转失速的影响: 旋转失速对压气机正常运行的严重影响表现在:使压气机的气动性能明显恶化。 旋转失速会产生频率较高、强度大而危险的激振力,并可能导致叶片共振断裂。 统计表明:旋转失速是使压气机叶片疲劳断裂的主要原因之一。2.3.6旋转失速与喘振的关系: 两者既有联系又有差异 旋转失速可以导致压气机喘振。 旋转失速引起的是气流的周向脉动,而喘振引起的气流的轴向低频高幅振荡。三 喘振的预防及应采取的措施 为保证涡轮发动机在所有瞬态和稳态工作条件下都不发生喘振, 就需要从改进发

28、动机结构设计和设计防喘控制系统入手,使涡轮发动机有较大的喘振裕度。3.1通过改进发动机结构设计以预防喘振 主要采用以下措施: 采用双转子或三转子结构。当发动机转速变化,压气机工作状态偏离设计值时,双转子或三转子发动机的高低压转子会自动地调整转速,保持各级压力机进口处流量系数接近设计值, 使压气机稳定工作, 喘振裕度增加。 发动机进气道内表面处理。采用进气道内表面开直槽或斜槽的方法可以增大进气口的喘振裕度。当进气冲角增大,接近气流分离状态时,气流可沿所开槽方向流入进气道,这样进气道内壁气流速度加快,使气流分离不能发生,避免了喘振的出现。 压气机转子叶片的处理。沿着压气机转子叶片轴向倾斜开缝。 倾

29、斜缝平行于轴线方向且向转动方向倾斜。倾斜缝位于转子叶片中部且占叶片弦长的50%。 实验表明,经此处理可使发动机喘振裕度从8% 增加到17%。3.2 通过设计喘振控制系统来防止喘振的发生 发动机喘振控制系统由信号、控制、执行三部分组成。当喘振将要发生时,由探测元件把信号传给控制系统,由控制系统分析后,控制执行系统动作,从而避免喘振的发生。喘振控制系统常用以下几种方法防止喘振:3.2.1压气机中间级放气在压气机通流部分的某一个或若干个截面上,安装防喘放气阀的措施。鉴于机组在启动工况和低转速工况下,流经压气机前几级的空气流量过小,以致会较大的正冲角,而使压气机进入喘振工况:于是人们设想出在最容易进入

30、喘振工况的某些级的后面,开启一个或几个旁通放气阀,迫使更多的空气流过放气阀之前的那些级(那时,流经这些级的空气流量必然要比流往放气阀后面各级中去的空气量多,它们之间的差值,就是通过放气阀排向大气的流量),这样就有可能避免在这些级中产生过大的正冲角,从而达到防喘的目的。选择防喘放气阀的安装位置甚为重要。实践表明:把防喘放气阀安装在压气机的最前几级,并不能获得很的效果。假如把防喘放气阀安装在压气机最后几级,甚至是安装在压气机后的排气管道上对于扩大压气机的稳定工作范围虽有好处,但是,由于放气压力很高,由旁通放气阀排出的空气所带走的能量损失很大。因此,人们总是愿意把防喘阀分布在压气机通流部分的若干截面

31、上。这样,既能改善那些流动情况最为恶劣的压气机级的工作条件,又能使放气能量不至于过大。 转速低于设计转速时的喘振现象,是由于压气机前几级流量系数减少过多引起的。因此在压气机中间级的机匣上开一圈放气孔,用放气活门控制,使部分空气由此孔向外排出,可增加前几级空气流量,避免喘振。多级轴流压气机中间级的防喘放气阀示意图 3.2.2可旋转导向叶片压气机进口导叶固定不调和可调时,气流速度三角形的变化情况a. 进口导叶不调b.进口导叶可调由于在低转速工况下,压气机的前几级最容易进入喘振工况,因而,通常就把压气机进口导叶,设计成为可?动(可调)的。 利用可转动的进气导向叶片,或前几级整流静子叶片,使气流在叶轮

32、进口的相对速度方向不因流量系数的减小而变陡,仍保持有利的角度进入叶轮,则可避免叶片背部发生气流分离, 防止喘振发生。 压气机进口可转导叶的示意图。 当燃气轮机起动时,在机组的转速升到额定转速的95%前,进口可转导叶的安装角将始终固定在 44的位置上。当机组的转速升到额定转速 时,带动齿圈动作的油动机,在液压油的作用下,通过活塞和连杆机构的动作,使大齿圈转动一定角度。这样,就把每个可转导叶的安装角迅速地开大到80的位置上。此后,当机组进入正常运行状态后,压气机进口可转导叶的安装角将始终保持在 80的位置上。 3.2.3控制供油规律 因为燃油的流量可单值地控制发动机的工作状态。 当发动机接近或进入

33、喘振区时,通过燃油流量的控制。可以改变发动机的状态,从而使发动机退出喘振区域。3.3正确操作, 精心维护发动机,也能避免喘振的发生 在起动发动机或推油门增大发动机转速时,必须按操作程序,做到步骤正确,动作柔和,应避免小速度大转速运行,加速时推油门不可过猛,否则易引起发动机喘振。 维护不良, 如压气机机叶片锈蚀,表面不光滑;叶片被吸入物打伤, 破坏了原来的叶型; 进气道表面粗糙不平,油漆层脱落,划伤或变形等都会引起流量系数下降,引起喘振。3.4 战斗机发射武器时发动机喘振采取的措施 当战斗机发射武器时,应根据当时的飞行状态和武器种类及其在飞机的位置的不同情况,预先控制发动机(推进系统)有关的可调

34、机构,短时提高发动机的喘振裕度,防止发动机的喘振 熄火和空中停车国内外的研究结果表明,当飞机发射武器时,发动机可能采取的预防措施有:合理的设计武器的布局;采取措施减少尾喷燃气射流直接进入发动机;在进气道上安装防喘气门或给进气道喷水,降低进入发动机的燃气温度;给燃烧室补氧;调节压气机导向叶片和尾喷口面积;强制性地减少供油量,等等。 在上述预防措施中,减少供油量是最有效的 通过对有关发射武器引起压气机失速喘振的试验数据分析之后,一般认为引起压气机失速喘振的主要原因,在于发射武器时进入发动机的空气质量 流量减小,而供油量却几乎保持不变 这样,燃烧室中的单位加热量就显得过大,尽管压气机进口流量减小了,

35、但由于燃烧室出口温度提高,仍然会造成涡轮导向器严重堵塞 这种严重堵塞,使压气机各级气流冲角加大,原有的级间匹配关系遭到破坏,从而导致压气机失速喘振减少供油量,能消除和减轻这种堵塞程度,恢复各级的正常流通能力,因而能起到抑喘、防喘作用。 3.5 飞行过程中发动机喘振采取的措施 航空发动机在使用中,由于内部原因或外来因素的影响,压气机通道中气流受到扰动,可能引起压气机失速和喘振等气动不稳定工作状态 发动机防喘系统接受防喘盒发来的脉冲信号,实现脉冲式中断和恢复发动机的主燃烧室供油,以清除发动机的喘振状态,通过研究,可从如下方面预防喘振:3.5.1 副油路节流嘴直径(压降)对主调节器的影响 防喘调节器

36、主 副油路节流嘴的选取,应以切油过程燃油压力的变化作为标准,选取合适的主、副油路节流嘴直径,可以有效地降低系统的燃油压力脉动,防喘装置切油异常的主要原因,是主、副油路节流嘴尺寸选择不当,导致切油时燃油压力脉动,引起燃烧室燃烧效率下降,甚至导致爆燃等现象;以及由于燃烧品质较差,导致发动机转速下降过多,在燃油流量不断上升的情况下,转速却在下降,可能导致发动机富油熄火。 解决办法:选取合适的主 副油路节流嘴,降低切油过程发动机供油量脉动,提高燃烧品质。3.5.2 升压限制器投入工作点对防喘切油的影响 升压限制器和流量分配器共同工作,按给定的控制规律,保持发动机主燃烧室供油量 其中升压限制器,决定着副

37、油路压力随时间的变化;而流量分配器,决定着与副油路压力相应的燃烧室主副油路供油量。 由于该发动机的最大状态供油量高于原有型号发动机,而且发动机的最大状态副油路燃油压力升高,而升压限制器的退出工作点仍维持不变,由于升压限制器退出工作后加速过程由中腔层板节流器控制,供油量增加较快,可能会导致发动机加速过程异常,应提高升压限制器退出工作点副油路压力。3.5.3 定压源不稳定对防喘切油过程的影响 在切油过程中,流量分配器活门前的压力存在脉动,燃油泵后的压力也会随之变化,因此,定压活门进口的压力是不断变化的,定压活门出口的压力也会有一定的变化,因此应选择动态性能较好的定压活门,保证切油过程中,定压油压力

38、保持在允许的范围内,而定压油油压在一定范围内的脉动,不影响切油过程进行。3.5.4 副油路节流嘴直径改变对主油路节流嘴影响 在主油路节流嘴大小一定时,随着副油路节流嘴的减小,切油后油压有所升高,流量分配器前油压也有所升高 切油前后油压变得较为接近,切油过程将变得比较平稳,但是由于切油后油压的升高,可能导致恢复供油时,燃油压力升高过大,我们可以通过实验来取得主 副油路回油活门前的节流嘴直径的合适大小,使切油过程中油压变化较为平稳。3.5.5 层板节流器流量对防喘切油的影响 层板节流器的主要功用,是限制流入联锁活门左端的燃油流量。联锁活门的作用是:当系统一旦发生故障,使控制活门不能在 0.15s

39、后回位而仍然留在最左位置,从而使断油活门停留在切断位置,联锁活门则继续右移,经过大约 0.5s 时,控制换向,从而保证向发动机主燃烧室的正常供油。四、总结 经过了三个多月的学习和努力,我终于完成了怎样防止发动机喘振的毕业设计论文。从开始接到论文题目到系统的实现,再到论文文章的逐步完成,每走一步对我来说都是新的尝试与挑战,这也是我在大学期间独立完成的最大的项目。这段时间里,我学到了很多知识也有很多的感慨,再回首这两年多时间的学习中,感觉自己有太多的知识没有完全掌握,有太多的知识点还不是很了解。我开始独立的学习,查看有关的资料和书籍,让自己头脑中的模糊概念逐渐清晰,使自己非常稚嫩的设计逐步完善起来

40、,每一次改进都是我学习的收获,每一次验证的成功,都会让我兴奋很长的一段时间。虽然我的设计还不是很成熟,还有很多不足之处,但都有我的汗水的付出,都是我的劳动成果。我相信其中的酸甜苦辣最终都会转化成甜美的果实。 航空发动机属于高速旋转式机械,长期处于高转速、高负荷、高应力和高温的环境下工作。发动机上有许多个零件,即其本身工作状况和外界环境都十分复杂,使发动机容易出现故障,所以发动机属于多发性故障的机械。而本论文所研究的喘振,是发动机最为常见,最致命的一种故障,本论文从:故障的表现、故障产生的原因、故障解决的方法。三大方面入手,来阐述这一故障,从形成到产生到具体的解决。 这次做论文的经历使我受益匪浅

41、,在这过程中,用心的去做好一件事,是一件非常快乐的事情,也体会到,只有不断地学习来充实自己、武装自己。才能在这竞争的大流中,处于先进的位置,没有学习的过程也就没有研究的能力,没有自己的研究,也不会有所突破。希望这次经历让我在以后的工作学习中不断激励自己继续进步。 五、致谢 两年多的充实生活告诉我,民族需要掌握先进的理念、具有国际视野、熟悉具体环境的实战先锋;也告诉我,只有不断经历考验、挫折、甚至失败,才能逼近我们最终的理想。生于斯时,长于斯境,唯以双倍的努力、十倍的耐心、百倍的豪情和千倍执着来完成原赋的使命。 在此,首先要对我指导老师周?,致以最诚挚的谢意。在毕业设计过程中指导老师对我进行了耐

42、心的辅导,帮我解答了设计中的疑难问题,并给我介绍相关的理论、专业方面的书籍、资料,解决了在设计过程中遇到的难题,设计过程中给了我许多修改建议,使我顺利的完成了此次设计工作。 还有我的同学、朋友们,是他们的支持才能让我,渡过了一次次难关,走到了现在,顺利完成了此次设计。 最后我要感谢我的父母,是他们的汗水换来了我今天这来之不易的幸福生活,他们期待的目光、温暖的关怀,是我不断努力进步的源泉,让我有了坚定地信念去完成自己的目标。 即将结束我的校园生活,步入社会。前方的路,将会更加充满机遇与挑战、风险与快乐,压力与动力并存。也相信我和同仁们将来的事业必将涅?之凤、浴火之凰,更加相信不朽的民族精神将引领我们去创造新的奇迹。最后祝老师和同仁事业腾飞,生活幸福安康!六、参考文献(1) 吴 虎, 蒋建军. 加力涡扇发动机喘振与消喘模拟. 航空动力学报, 2006 ; 2 21: 275 279(2) 燕洪文. 对 JT8D2217A 发动机喘振的探讨. 民航经济与技术,1995 ; 11 167: 44 45(3) 刘万学. 现役燃气涡轮发动机喘振监控系统的研制. 推进技术,1989 ; 8 4 : 34 38(4) 王玉山. 燃气涡轮发动机原理 M西安: 西北工业大学出版社, 1998