第18卷第2期2009年6月
计算机辅助工程Co m puter A ided Eng i n eeri n g
V o.l 18N o .2Jun .2009
文章编号:1006-0871(2009)02 0017 04
航空涡轴发动机自动试车系统
李长征, 雷 勇
(西北工业大学动力与能源学院,西安 710072)
摘 要:为解决航空涡轴发动机试车时间长、重复性工作量大,试车过程中利用手工控制测功机加载载荷时难度大的问题,采用VC ++6.0和基于VX I 总线的数据采集系统开发计算机辅助试验系统.该系统通过控制水力测功机和电子调节器实现某型涡轴发动机的自动试车,可灵活设定试车
载荷谱、自动记录数据、判断加速和减速过调参数及自动进行停车保护.试验验证表明该系统可降低工作强度、提高试验效率.
关键词:涡轴发动机;自动试车;计算机辅助试验中图分类号:V 263.4;TP391.76 文献标志码:A
Auto matic running syste m for aero turbo shaft engine
L I Changzheng ,LE IY ong
(Schoo l of Eng i ne &Energy ,N orth w estern Po l y techn icalU n i v .,X i an 710072,Ch i na)
Abst ract :W ith the issues tha t t h e runn i n g ti m e o f aer o tur bo sha ft eng i n e is too long ,there are too m uch repetitive w ork ,and it is d ifficu lt to control t h e loads of dyna m o m eter m anua lly ,VC++6.0and a data acquisiti o n syste m based on VXI bus are used to develop a co m puter a i d ed testing syste m,w hich i m ple m ents the auto m atic r unning o f a type o f tur bo sha ft eng ine by controlling hydraulic dyna m o m eter and e lectron ic contr o l uni.t The syste m can defi n e t h e testi n g load spectr um flex ibly ,record data auto m atica lly ,j u dge over m odulation para m e ters in acce lerati n g and decelerati n g processes and start safeguard au to m aticall y .It i s de m onstrated that the syste m can l o w er wo r k i n tensity and i m prove test effic i e ncy .
K ey w ords :t u rbo shaft eng i n e ;auto m atic running ;co m puter a i d ed testing
收稿日期:2008 07 22 修回日期:2008 10 31
作者简介:李长征(1978 ),男,山东金乡人,讲师,博士,研究方向为航空发动机计算机辅助试验技术及应用,
(E m ail )lichangz heng @https://www.doczj.com/doc/559088202.html, .cn ;
雷 勇(1953 ),男,河北南宫人,教授,研究方向为航空发动机计算机辅助试验技术及应用,(E m ail)lei yong @nw pu .edu .c n
0 引 言
采用模拟任务持久试车载荷谱
[1]
进行抽样检
查航空发动机生产质量,是考验发动机及其零部件可靠性的重要手段.持久试车一般重复多个试车阶段,历时几十或几百小时,重复性劳动量大;涡轴发动机在试车过程中需要控制测功机加载载荷,手工
操作难度大[2]
;在进行持久试车前,发动机已调整
到最佳状态,试验过程中无须调整或调整量很少.这
为采用计算机辅助试验技术[3 4]
实现自动化持久试
车提供可行性和必要性.
某型涡轴发动机须进行每阶段为6h 共25个阶段的持久试车.试车过程中要控制发动机的状态、车台设备工作状况并记录发动机稳态参数及加减速过程中的过调参数.
本文采用VX I 总线数据采集系统和VC ++6.0
软件[5]
开发环境实现该型航空发动机的自动试车
系统.
1 总体结构
某型航空发动机自动试车系统结构由VXI 数据采集系统、网络交换机、工控机和水力测功机控制器等构成,见图1
.
图1 系统总体结构
VX I 数据采集系统、工控机和水力测功机控制器之间的数据交互采用TCP /I P 通信协议.水力测功机控制器在远程控制模式下可以接受工控机的指令,并通过控制出水阀角度控制测功机的加载载荷大小.
[6]
用工控机建立发动机状态和测功机加载载
荷的关系,并利用此关系通过D /A 输出控制预调器的位置.预调器的输出对电子控制器而言是发动机的状态信号.电子控制器在自动模式下接受预调器的输入信号通过自动调节供油量控制发动机状态.在试车工作过程中,工控机操作VX I 系统进行发动机状态参数和设备参数等的采集,开关量的输入输出,控制其他辅助设备与水力测功机控制器交互数据,显示、记录和管理数据,控制试验过程等,是自动试车系统的核心.
2 系统实现
2.1 VX I 数据采集系统
VX I 数据采集系统采用美国VT I 公司的产品,硬件配置见图2.采用CT 100C 便携式6槽VX I 机箱,EX2500LX I VX I Gb 以太网零槽控制器.通过以太网可实现工控机与VX I 数据采集系统之间快速可靠的数据交换.VT1419A 为增强型多功能采集和控制模板,可配置8块相同或不同型号的嵌入信号调理器模块(S i g na lCond ition i n g P l u g on ,SCP),能够完成多功能的数据采集和控制任务,包括信号输入和输出,可实现最多64通道、16位,扫描A /D 最大每秒采样点数量为56K.VT1501A 为8通道SCP 模块,每个通道都提供过压保护和传感器开路检测功能.满量程电压输入范围为!62mV ~!16V,共5
挡;可测量所有电压输出型传感器信号.VT1509A 为8通道64倍增益SCP 模块,主要用于热电偶型温
度信号的测量.VT1518A 为4通道4线制电阻测量SCP 模块,可通过程序控制设置电流激励源为30 A 或433 A,被用于热电阻型温度信号的测量.VT1538A 为8通道频率/计数/脉宽调制SCP 模块,每通道可独立设置为输入或输出工作模式,其输入功能包括频率测量(100k H z)、计数、脉宽测量等,用于测量转速、涡轮流量计流量等频率信号
.
图2 VX I 数据采集系统配置
VM 9000是VM I PTM (VX I M odular I nstru m en tati o n Platfor m )基板模块,可安装3个独立的VM I PT M 仪器模块.每个仪器模块具有独立的逻辑地址和驱动程序.VM 3618提供8个独立的并行隔
离16位DAC 通道.输出电压范围为!10V,!16V ,0~20V 和0~32V;输出电流范围为!20mA.主要将其用于控制量的输出,如采用电压输出控制预调器等.VM 1548C 为高性能数字I/O 模块,包括6组8位共48通道.每组8位可通过程序控制设置为输入或输出.
VX I 系统的配置使本系统具有16通道热电阻信号、16通道热电偶信号、64通道电压信号(V 级)、8通道频率信号、8通道DAC 和48通道数字I/O,满足测量和控制的需要.2.2 发动机状态判定
某型航空涡轴发动机的主要工作状态有飞行慢车、飞行、最大连续等.为保证发动机安全可靠的工作,根据大气条件的不同,需分别依据T41温度(经计算获得涡轮前温度)、XNH (燃气发生器转速)和TORQ (飞轮扭矩)确定发动机状态.正确判定发动机状态是控制发动机加减速,记录过调参数的前提条件.系统在数据库中设计发动机状态数据表(见表1).用户可以通过界面修改T41等参数,便于在技术条件变动后进行更改.
18计 算 机 辅 助 工 程
2009年
表1 发动机状态表
字段数据类型意义
I D 整型发动机状态标志NAM E 字符串发动机状态名T41浮点型状态对应的T41XNH 浮点型状态对应的
XNH TORQ 浮点型状态对应的扭矩
REM ARK
字符串
备注
用户通过试车准备界面可以选择本次试车发动机状态采用哪个参数进行确定.这样,判断加减速过程过调参数时就采用该参数作为判断依据.2.3 试车载荷谱
航空发动机持久试车载荷谱由一系列一定时间长度的发动机工作状态构成,其目的是为了模拟发动机维修周期内所承受的载荷强度和载荷变化.某型航空发动机持久试车时按3条载荷谱曲线进行.目前技术标准尚不固定,存在在试验中更改载荷谱的可能性.为方便用户更改载荷谱,系统设计出载荷谱定义界面,见图3.
图3 载荷谱编辑界面
图中的右侧列表框给出所有发动机状态.用户选择发动机状态,指定该状态的工作时间长度,点击?<<#按钮,把该状态添加到载荷谱曲线中.左侧列表框给出载荷谱曲线上发动机状态的先后顺序和时间长度,用户可以根据需要通过??#和?%#按钮调整发动机状态的先后顺序.图中上方实时显示载荷谱调整后的曲线图,下方列表中给出已定义的载荷谱信息.2.4 测功机控制
测功机选用Froude H o f m ann 公司生产的Texcel VX100型水力测功机.
[6]
采用套接字
[7]
实现试车控
制程序和水力测功机控制器之间基于TCP /I P
协议的通信.采用P 3命令设定测功机控制器向试车控制
程序发送数据包的速率.C 2命令可以设定数据包的
内容.测控机处于远程控制模式时,通过C 1命令可
以设定测功机出水阀的位置,以及从当前位置到给定位置的时间.
试车控制程序在发动机持久试车时的工作界面见图4.用户需要首先设置发动机工作各状态对应的出水阀位置.当自动试车时,通过C 1指令控制测功机出水阀位置,并检查出水阀位置反馈,以确保出水阀的正确动作.同时,通过D /A 输出电压值给预调器,使得电子调节器可以控制发动机到指定的工作状态.图中实线为规定的试车载荷谱,虚线为本阶段已经完成的试车内容.
图4 持久试车工作界面
2.5 数据记录
数据记录采用自动记录的方式,包括稳态数据
记录和瞬态过调参数记录.稳态数据在发动机状态稳定后每隔5m i n 或15m i n 记录1次,并在状态结束前30s 记录1次.试车控制程序采用计时器自动
记录发动机在该状态所运行的时间.
瞬态过调参数记录主要是记录发动机在加速和减速过程中T41温度、TORO 和XNH 等的突变.当发动机状态即将改变时,试车控制程序通过前后2个发动机状态判断该变化过程是否为加速(从飞行慢车状态到飞行或最大连续状态)或减速(从飞行或最大连续状态到飞行慢车状态)过程,如果是加、减速过程,启动瞬态过调参数判断过程,并在加、减速过程结束后15s 内把判断结果记入数据记录表.2.6 试车保护
通常,航空发动机试车费用高昂并有很大的风险性.为确保试车过程中发动机、设备及人身安全,试车系统需要高可靠性的安全保护措施.除了对机械和电气设备进行连锁保护外,试车控制程序还设计了发动机及设备停车保护功能.用户可通过界面方便地设定每个参数在不同发动机状态下的保护
19
第2期
李长征,等:航空涡轴发动机自动试车系统
值[4].当测得的参数数值超过保护值时,系统通过开关量输出,使发动机紧急停车.
3 结 论
航空涡轴发动机自动试车系统已通过试验验证.试车过程中,试车人员把电子控制器置为自动状态、水力测功机置为远程模式进行自动试车.系统自动控制发动机状态、自动记录数据并可自动报警或紧急停车.该系统的应用使工作强度极大降低,试验效率提高.
参考文献:
[1] 杨兴宇,宁向荣,史海秋,等.涡轴发动机综合飞行载荷剖面研究[J].机械强度,2006,28(6):909 912.
[2] 雷勇,刘海波,孙乐成.CAT系统中的自动控制技术软件实现研究[J].计算机测量与控制,2007,15(6):803 806.
[3] 张宝诚.航空发动机试验和测试技术[M].北京:北京航空航天大学出版社,2005.
[4] 李长征,雷勇.航空发动机试车计算机辅助试验软件模块化开发[J].计算机辅助工程,2006,15(2):20 22.
[5] KRUGL I NSK ID J,W I NGO S,S H EP HERD G.Progra mm i ng V is ual C++6.0技术内幕[M].希望图书创作室,译.5版.北京:北京希望
电子出版社,1999.
[6] Froud eH of m ann Inc.Operat or s m anu al for texcelVX100dyna m o m eter con trol syste m[K].2006.
[7] 毛立宏,王志欣,胡雄.基于套接字的机械状态数据远程传输技术[J].计算机辅助工程,2004,13(4):30 33.
(编辑 廖粤新)
(上接第11页)
[31] CHAT IM K,M UKHERJ EE S.The boundary n odem ethod f or three d i m ens i onal proble m s i n poten tial t h eory[J].Int J for Num ericalM et hods i n
Eng,2000,47(9):1523 1547.
[32] Z HU T,ZHANG J D,ATLUR I S N.A LocalBoundary IntegralE qu ati on(LB I E)m ethod in compu t ati onalm echan i cs,and a m eshless d iscreti za
tion approach[J].C o mpu tM ech,1998,21(3):223 235.
[33] PENG M iaoj u an,CHENG Yum i n.A Boundary E le m ent Free M ethod(BEF M)f or t wo di m en si onal poten tial p rob l e m s[J].Eng Anal ys i s w i th
Boundary E l e m en ts,2009,33(1):77 82.
[34] LI EW K M,CHENG Yum i n,KITIPORNCHA I S.Analyz i ng t he2D fract u re prob l e m s vi a t he enric h ed bound ary el e m en t free m et hod[J].In t J
Soli ds&Stru ctures,2007,44(11 12):4220 4233.
[35] LI EW K M,SUN Y,KITIP ORNCHA I S.Boundary E l e m en t FreeM ethod for fracture an al ysis of2D an i sotrop ic p i ezoelectri c soli d s[J].Int J f or
Num eri ca lM et hod s i n E ng,2007,69(4):729 749.
[36] Z HANG Zan,L I EW K M,CH ENG Y u m i n.Coup li ng of i m proved el e m en t free Galerk i n and boundary ele m entm et hod s for the2D elasti city p rob
le m s[J].Eng An al ysis w it h B oundary E le m ents,2008,32(2):100 107.
[37] Z HANG Zan,L I E W K M,CHENG Yum i n,et al.Anal yzi ng2D fract ure p rob l e m s w it h t h e i m proved el e m en t free Galerk i n m ethod[J].E ng
Ana l ysis w i th B oundary E le m ents,2008,32:241 250.
[38] 戴保东,程玉民.改进的无网格局部边界积分方程方法[J].机械工程学报,2008,44(10):108 113.
(编辑 于 杰) 20计 算 机 辅 助 工 程 2009年
PT6系列发动机是加拿大普惠公司的产品，包括涡桨和涡轴变种，是当前使用最为广泛的输出轴功率的航空发动机之一。在美国军用编号中，PT6的相应型号分别被命名为T74和T101。 与首台在1963年面世的450SHP轴马力的PT6A发动机相比，如今PT6发动机系列的功率增加了四倍，功重比提高了40%，燃油消耗率降低了20%。 据了解，PT6发动机已生产了52000多台，并被应用在130个不同领域，PT6发动机所在机队的飞行时间已累计多达3.9亿小时。在全球航空领域普遍进行的重要任务中都能找到PT6发动机，从救援工作到预定的客运服务，从货运服务到要客接送，从农业应用到军事飞行培训、从消防救火到搜救任务。PT6A发动机高可靠性也加速了20世纪80到90年代的单发涡桨飞机的发展。
PT6A 是涡桨发动机，PT6B 和PT6C 是涡轴发动机。PT6发动机的各变种及参数如下： PT6A http://www.pwc.ca/en/engines/pt6a PT6A 家族包括了一系列自由涡轮涡桨发动机，输出功率500-1940shp （433-1447 kW ） Thermodynamic Power Class* (ESHP***) Mechanical Power Class* (SHP) Propeller Speed (Max. RPM) Height** (Inches) Width** (Inches) Length** (Inches) PT6A 'Small' (A-11 to A-140) 600 to 1075 500 to 900 1,900 to 2,200 21 to 25 21.5 61.5 to 64 PT6A 'Medium' (A-41 to A-62) 1,000 to 1,400 850 to 1,050 1,700 to 2,000 22 19.5 66 to 72 PT6A 'Large' (A-64 to A-68) 1,400 to 1,900 700 to 1,700 1,700 to 2,000 22 19.5 69 to 75.5 The PT6A family is a series of free turbine turboprop engine providing 500 to 1,940shp (433 to 1,447 kW) Small
航空发动机试验测试技术 航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与 强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和 系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机 其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很 高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时 的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。试验测试技术是发展先进航空发动机的 关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部 件和整机性能的重要判定条件。因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。 从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验， 一般也将全台发动机的试验称为试车。部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面 叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组 件的强度、振动试验等。整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试 验等。下面详细介绍几种试验。 1进气道试验 研究飞行器进气道性能的风洞试验。一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主 要是验证和修改初步设计的进气道静特性。然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的 缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。进气道与发动机是共同工作的，在不同状 态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。实现相容目前主要依靠 进气道与发动机联合试验。 2，压气机试验 对压气机性能进行的试验。压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性 参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出 不足之处，便于修改、完善设计。压气机试验可分为： (1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。 (2)全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台上测取压气机特性，确定稳定工作边界，研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进行的试验。 (3)在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机，主要包括部件间的匹配和进行一些特种试验，如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系统试验等。 3，燃烧室试验 在专门的燃烧室试验设备上，模拟发动机燃烧室的进口气流条件(压力、温度、流量) 所进行的各种试验。主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、加速性、出 口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等。 由于燃烧室中发生的物理化学过程十分复杂，目前还没有一套精确的设计计算方法。因此，燃烧室的研制和发展主要靠大量试验来完成。根据试验目的，在不同试验器上，采 用不同的模拟准则，进行多次反复试验并进行修改调整，以满足设计要求，因此燃烧室试 验对新机研制或改进改型是必不可少的关键性试验。
中国涡轴系列涡轴 8 资料来源：西北工业大学 涡轴 8 ： 用途军用 / 民用涡轴发动机 类型涡轮轴发动机 国家中国 厂商南方航空动力机械公司 生产现状批生产 装机对象 wz8 直 9 双发直升机 wz8a 直 9a 双发直升机 wz8d 直 11 军、民两用单发直升机 wz8e 直 9c 舰载反潜双发直升机 概述： 涡轴 8 是我国 2 ～ 4t 级直升机的动力装置， 1981 年中国航空技术进出口公司与法国透博梅卡公司 (tm) 签订了阿赫耶系列发动机生产专利转让合同，由南方航空动力机械公司按阿赫耶系列发动机全套设计、工艺、冶金和检测资料生产 wz8 系列涡轴发动机。 阿赫耶涡轴发动机系 70 年代研制的产品，它采用了许多新设计、新材料和新工艺。为了逐步掌握这
些新技术，南方航空动力机械公司对 wz8 系列发动机的研制分为两个阶段：第一阶段采用法国材料生产。先将 tm 公司生产的各单元体、排气段、连接件和法国产附件装配成整机，在经过法方检验合格的试车台上试车后交付出厂。然后，南方航空动力机械公司用法国材料生产 m01( 附件传动单元体 ) 、 m04( 自由涡轮单元体 ) 和 m05( 减速器单元体 )3 个单元体以及排气段、连接件和部分附件，与 tm 公司生产的 m02( 轴流压气机单元体 ) 和 m03( 燃气发生器单元体 ) 以及法国产附件组装成整机，经试车后交付。最后，用法国材料生产所有 5 个单元体、排气段、连接件和部分附件，与法国产其余附件组装成整机，并经 150h 持久试车后交付。第二阶段为国产化阶段。除了极少数零件之外，所有原材料、毛坯和成、附件均立足于国内来生产。在国产化过程中，新研制的 24 种金属材料、 64 种非金属材料及 60 种锻、铸毛坯均通过了国家级或其他级别的评审鉴定，绝大多数国产化成、附件已通过鉴定或设计定型，整机国产化率目前已达 91 ％。 国产化 wz8a 发动机按法方提出的考核大纲进行了 2000 个典型飞行循环的试车 (1000h) 及 7000 次低周疲劳试车；两台国产化发动机首飞 100h 后于 1992 年 11 月通过了由总参陆航局和航空航天工业部主持的鉴定，投入小批量生产。 在国产化 wz8a 发动机研制成功的基础上，南方航空动力机械公司根据 tm 公司提供的全套资料，按国产化的原则又研制了 wz8e 及 wz8d 两种型别的涡轴发动机，分别于 1994 年 7 月及 9 月通过了法方规定的 150h 持久试车考核，同时又在试验器上进行了有关的鉴定试验。 1994 年 9 月，该两型发动机通过了由中国航空工业总公司主持、分别有海军及总参陆航局参加的阶段性鉴定，预定于 1994 年年底装机首飞。 .
https://www.doczj.com/doc/559088202.html, 航空发动机燃油喷嘴实训和实验台技术要求 为完成我院教学大纲中关于发动机燃油系统实训内容的教学要求，使机电维修专业的学生实训更加接近实际工作要求。学生可以通过对航空发动机燃油喷嘴的检测试验过程，对发动机附件维修的整个过程有更加深入的了解。我们拟建设一个燃油喷嘴实验台，该实验台的技术要求详述如下： 1、总体设计要求 拟以三种型号发动机的燃油喷嘴作为实训和实验的附件，型号分别为CFM56-3发动机、涡喷6发动机和斯贝515发动机。采用航空煤油为实验用油液，模拟真实的燃油喷射过程，通过检测固定工况下燃油喷嘴的喷射角度来说明喷嘴的检测是否合格。发动机燃油喷嘴由我方提供。 实验台共分两个区域，一个是操作工作区，一个是实验观察区。操作区内包含操作面板和相应的显示仪表，以便控制和调节供油压力；实验观察区则包含固定工装和观察窗口，以便于学生们能够拆装和更换不同型号燃油喷嘴并清晰地观察到喷嘴的实验结果。故整体实验台需要采用不锈钢板材制作，观察窗口需要采用钢化透明玻璃制作，以保证观察效果和实验台寿命。显示仪表包括三个燃油喷嘴的供油压力表和一个流量表等。 依据发动机燃油喷嘴实际的工作情况，燃油喷嘴的供油压力分别为两种工况：15PSI,和120PSI，这两种工况下分别对应两种燃油喷射角度：64度和125度（针对CFM56机型）。故燃油供给压力应该可以在0到150PSI 之间可以调节，燃油供给流量也是可调的且最大供油量为10L/MIN.。 2、外观设计要求 外观设计以方便学生操作和观察为主，结实耐用和安全。 3、主要附件技术要求 供油泵：为齿轮泵，供油压力和流量都可以调节，最大供油压力为150PSI，最大供油量为10L/MIN。符合航空煤油为油液的特殊供压要求。 电动机：功率根据供油泵的型号配套。 供油管：不锈钢供油管。 压力表：最大显示压力为200 PSI即可 调压阀：全部采用不锈钢球阀。
涡轮轴发动机概况 只想纯蠢的宅 【摘要】涡轮轴发动机作为有人及无人直升机的主要动力装置,在各类发动机中具有不可替代的地位。本文结合国外涡轴发动机的技术发展历程以及军用涡轴发动机的发展历程,介绍了几种典型军用涡轴发动机的性能特点及各国现役军用涡轴发动机的装备情况;分析并总结了涡轴发动机的工作原理技术特点，预测了涡轴发动机的有关技术趋势。 【关键词】涡轴发动机工作原理特点应用发展 1 引言 作为驱动直升机旋翼而产生升力和推进力的动力装置,可分为活塞式发动机和涡轮轴发动机。相对于活塞发动机来说,涡轴发动机功重比大、振动小、便于维修,且最大截面较小，可以大大提高直升机气动力性能。因此,从20世纪50年代开始,涡轴发动机逐步取代活塞发动机,成为直升机的主要动力装置。随着科技的发展和直升机动力的需求，涡轴发动机的研究与发展愈显重要。 2 涡轮轴发动机工作原理 涡轮轴发动机是航空燃气涡轮发动机中的一种。在核心机或燃气发生器后，加装一套涡轮，燃气在这后一涡轮（动力涡轮或低压涡轮）中膨胀，驱动它高速旋转并发出一定功率，动力轴穿过核心机转子，通过压气机前的减速器减速后由输出轴输出功率，就组成了涡轴发动机。以此涡轮轴发动机按有无自由涡轮（动力涡轮与核心机机械连接为一体）分为自由涡轮式和定轴式。但大体上涡轮轴发动机由进气装置、压气机、燃烧室、燃气发生器涡轮、动力涡轮（自由涡轮）、排气装置及体内减速器（因为其涡轮轴转速极高，需要设减速器来水平输出功率。）、附件传动装置等部件构成。 图1 涡轮轴发动机基本结构示意图 2.1 涡轮轴发动机特点 （1）定轴式涡轮轴发动 机（图2）具有功率传送方 便，结够简单等优点。但其 自身的起动性，加速性以及
航空发动机试验测试技 术 集团标准化小组：[VVOPPT-JOPP28-JPPTL98-LOPPNN]
航空发动机试验测试技术 航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。试验测试技术是发展先进航空发动机的关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部件和整机性能的重要判定条件。因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。 从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验，一般也将全台发动机的试验称为试车。部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组件的强度、振动试验等。整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试验等。下面详细介绍几种试验。 1进气道试验 研究飞行器进气道性能的风洞试验。一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主要是验证和修改初步设计的进气道静特性。然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。进气道与发动机是共同工作的，在不同状态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。实现相容目前主要依靠进气道与发动机联合试验。 2，压气机试验 对压气机性能进行的试验。压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出不足之处，便于修改、完善设计。压气机试验可分为： (1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。 (2)全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台上测取压气机特性，确定稳定工作边界，研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进行的试验。(3)在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机，主要包括部件间的匹配和进行一些特种试验，如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系统试验等。3，燃烧室试验 在专门的燃烧室试验设备上，模拟发动机燃烧室的进口气流条件(压力、温度、流量)所进行的各种试验。主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、加速性、出口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等。
活塞式发动机 活塞发动机很简单，原理就跟你汽车的发动机一样，空气和燃料在汽缸中燃烧、爆炸，燃气驱动活塞，活塞驱动曲轴，这样化学能就变成机械能了。活塞式发动机必须带动螺旋桨，由螺旋桨产生推（拉）力。所以，作为飞机的动力装置时，发动机与螺旋桨是不能分割的。 由于汽缸在燃气排出后气压低过大气压，那么新鲜的空气会因为气压差而自然进入汽缸之中，这是自然吸气的活塞发动机。当然啦，还有机械增压或者废气涡轮增压的活塞发动机。 活塞发动机结构图 活塞发动机安排方式 （一）活塞式发动机的主要组成 主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。 气缸是混合气（汽油和空气）进行燃烧的地方。气缸内容纳活塞作往复运动。气缸头上装有点燃混合气的电火花塞（俗称电嘴），以及进、排气门。发动机工作时气缸温度很高，所以气缸外壁上有许多散热片，用以扩大散热面积。气缸在发动机壳体（机匣）上的排列形式多为星形或V形。常见的星形发动机有5个、7个、9个、14个、18个或24个气缸不等。在单缸容积相同的情况下，气缸数目越多发动机功率越大。活塞承受燃气压力在气缸内作往复运动，并通过连杆将这种运动转变成曲轴的旋转运动。连杆用来连接活塞和曲轴。曲轴是发动机输出功率的部件。曲轴转动时，通过减速器带动螺旋桨转动而产生拉力。除此而外，曲轴还要带动一些附件（如各种油泵、发电机等）。气门机构用来控制进气门、排气门定时打开和关闭。 （二）活塞式发动机的工作原理 活塞顶部在曲轴旋转中心最远的位置叫上死点、最近的位置叫下死点、从上死点到下死点的距离叫活塞冲程。活塞式航空发动机大多是四冲程发动机，即一个气缸完成一个工作循环，活塞在气缸内要经过四个冲程，依次是进气冲程、压缩冲程、膨胀冲程和排气冲程。
航空发动机直连式高空模拟试车台主要设计技术难点分析 发表时间：2019-07-10T09:49:00.537Z 来源：《建筑学研究前沿》2019年7期作者：刘炳伟陈宣任初广宇高福山 [导读] 高空模拟试车台是航空发动机技术探索、试验验证和鉴定定型不可或缺的核心设备，设计过程中存在很多设计技术难点，本文就此进行相应的技术初步探讨。 中国航空规划设计研究总院有限公司 100120 摘要：高空模拟试车台是航空发动机技术探索、试验验证和鉴定定型不可或缺的核心设备，设计过程中存在很多设计技术难点，本文就此进行相应的技术初步探讨。 关键词：航空发动机试验工艺设计 前言 航空发动机是在高温、高压、高转速、高负荷等极为苛刻的条件下工作的复杂装备。虽然设计计算方法与试验技术相辅相成不断进步，但是计算手段仍然无法全面考虑实际工况，取代试验的地位，为保证发动机可靠工作，仍须进行多种严格试验，试验积累的大量经验与数据也是改进设计和计算方法的重要基础。 高空模拟试车台是航空发动机技术探索、试验验证和鉴定定型不可或缺的核心设备，具有准备时间短、测试数据多、准确、可靠，重复性好，周期和费用短，经济可靠等特点，战略意义十分重要。 根据设备型式航空发动机高空模拟试车台可以分为直连式高空模拟试车台、自由射流高空模拟试车台和推进风洞。本文就航空发动机直连式高空模拟试车台的建设主要难点进行初步的技术探讨。 一、航空发动机高空模拟试车台介绍 1、基本概念 航空发动机高空模拟试车台是指在地面设备设施中通过建立进排气条件达到模拟发动机在不同高度和速度的飞行条件下的工作状况的大型复杂系统。 航空发动机高空模拟试车台工艺原理如图1-1所示，一般包括高空舱、冷却器、灭焰段等主体设备及配套的气源系统、空气处理系统、水、电力、燃油、蒸汽系统等。 图1－1 航空发动机高空模拟试车台工艺原理简图 2、主要特点 航空发动机高空模拟试车台核心是可以控制进气条件和环境压力、温度等参数的高空舱。被试发动机置于高空舱内，通过控制进气条件和舱内压力、温度，即可在地面模拟发动机在不同飞行高度和飞行速度下工作的环境，测取发动机性能并考核发动机及其系统的工作可靠性。因此，高空模拟试车台具有模拟飞行包线宽广、试验周期短、试验可重复性好、测试参数种类多、精度高、数据可靠等特点。 二、航空发动机直连式高空模拟试车台主要建设技术分析 1、直连式高空模拟试车台设计总体技术分析 直连式高空模拟试车台（以下简称高空台）建设是一个系统工程，需要就特定发动机和后续能力预留情况，确定主要被试对象的工作包线，进而确定高空台的试车工作包线，以此作为主要的设计依据。 2、直连式高空模拟试车台主要系统技术难点分析 高空台试验过程具有能耗高、间断性、无特别严格规律的特点，因此在设计过程中需要着重考虑这些特点对各个系统和专业的影响，尤其是温度交变工况的影响。 （1）气源系统 气源系统主要是指空压机组和空气管网系统组成的统一整体，按照试验功能分供气和抽气系统两部分。供气系统为发动机进口提供压缩空气，抽气系统建立发动机背压，模拟飞行高度。根据被试发动机需求，气源系统采用串并联组合供抽气方案进行设计。供抽气能力配置遵循“高低搭配”的原则，机组建设考虑一定的预留。 （2）空气处理系统 空气处理及加降温系统主要用于提供发动机进口所需的某一特定压力、温度、湿度的空气，系统包括干燥、除湿、除尘、加温、降温等部分。温度、振动影响需要在设计中重点分析。 （3）高空舱 高空舱是高空台的核心部分，承载着被试发动机的试验、测试任务，主要布置试车台架、被试发动机、排气扩压器、试车设备及相应
航空发动机试车台噪声声功率谱技术研究 摘要：航空发动机的试车噪声进行了现场采集和分析，通过对发动机噪声信号的分析，得到发动机工作的状态信息、，对航空发动机试车台噪声环境进行初步评估，为发动机试车台的降噪设计以及试车台的选址建造提供了参考。实践表明噪声测量研究不仅是降低发动机噪声的必要途径，也是发动机结构和性能故障诊断的一种辅助手段。 关键词：航空发动机试车噪音生功率谱分析 一、噪声信号分析 声波与振动紧密相关，任何机械振动都会激发周围既有弹性又有惯性的空气做疏或密交变的压缩波向外传播，形成声波。人耳接收到这种空气压力的扰动，由听觉神经传至大脑使人听到的声波称为声音。人耳听觉范围为20Hz~20KHz,低于20Hz的声波叫次声，高于20KHz的声波叫超声. 引起空气质点振动的物体叫声源，传播声波的物质叫媒质。声源与媒质是产生声波的必要条件。常见的媒质有气体、液体和固体，在气体中声波的传播方向与质点振动位移的方向相同，称为压缩波或纵波。在液体中声波的传播方向与质点运动方向相垂直，被称为剪切波或横波。在固体中声波传递复杂，既有纵播也有横波。本文只讨论声波在空气中的传播问题。声波传递的空间称为声场，声场的存在说明了声波的矢量性。振动量(位移、速度和加速度)只是时间的函数而声波的波动量(声压、声强等)不仅是时间的函数同时也是空间的函数。 人耳对声音有很高的灵敏度和极大的动态范围。从听觉心理上讲，人们可以把不想要的声音都列为噪声。它与听者的主观要求密切相关。比如舞者可以把一首歌视为乐音，而想要入睡的人可能认为这是一种噪声。因此噪声与声波本身的特性并没有必然的关系。 在物理上单一振动频率的声波，使人听到的声音叫纯音。例如音叉在自由振动时所发出的声音。许多相互有关的纯音组成复音，人们听到的音乐大多为复音。复音中频率最低的谐音称为基音，其余的都称为基音的泛音。从这个意义上讲噪声也可定义为许多不同频率与强度的声波无规律的、间歇的或随机的组合。这种噪声声波在时域为杂乱无章的信号，在频域是一个连续的宽带频谱。在稳定的噪声声场中应该有稳定的噪声特征参数。 通常机械结构都比较复杂，例如车、船、飞机或机床等都是由许多元件所组
(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)实用新型专利 (10)授权公告号 (45)授权公告日 (21)申请号 201920431187.9 (22)申请日 2019.04.01 (73)专利权人 华盛企业发展（深圳）有限公司 地址 518131 广东省深圳市龙华新区龙华 街道东环二路48号 (72)发明人 梁敏媛 梁旭豪 周建罗 (74)专利代理机构 深圳市精英专利事务所 44242 代理人 龙丹丹 (51)Int.Cl. B01D 53/94(2006.01) B01D 53/92(2006.01) B01D 53/56(2006.01) B01D 53/50(2006.01) (54)实用新型名称一种航空发动机试车台尾气后处理装置(57)摘要本实用新型公开了一种航空发动机试车台尾气后处理装置，包括：尾气处理组件，尾气处理组件的一端连接有发动机排气入口，另一端连接有排气烟道，尾气处理组件包括催化剂安装段，靠近发动机排气入口的一侧设置有双层圆锥形混合器，双层圆锥形混合器连接有冷却水入口和尿素水入口。该装置处理结构合理、处理效率高，适用于处理排放量大、温度、流速高的航空发动机尾气，降低对大气的污染，可广泛应用于涡桨、涡轴、涡扇、涡喷等航空发动机试车台，以及以燃油为燃料的燃气轮机试车台和以燃气轮机为动力的发电机组，用以降低尾气中的有害气体排 放。权利要求书1页 说明书5页 附图4页CN 209985217 U 2020.01.24 C N 209985217 U
权 利 要 求 书1/1页CN 209985217 U 1.一种航空发动机试车台尾气后处理装置，其特征在于，包括：尾气处理组件，所述尾气处理组件的一端连接有发动机排气入口，另一端连接有排气烟道，所述尾气处理组件包括催化剂安装段，所述尾气处理组件靠近发动机排气入口的一侧设置有混合器，所述混合器连接有冷却水入口和尿素水入口。 2.根据权利要求1所述的航空发动机试车台尾气后处理装置，其特征在于，所述催化剂安装段包括沿远离所述发动机排气入口方向顺次设置的第一级三元催化剂载体安装段、第二级三元催化剂载体安装段和脱硫剂载体安装段。 3.根据权利要求2所述的航空发动机试车台尾气后处理装置，其特征在于，所述尾气处理组件还包括天方地圆进气段和天方地圆出气段，所述天方地圆进气段连接于所述发动机排气入口，所述天方地圆出气段连接于所述排气烟道，所述催化剂安装段设置于所述天方地圆进气段和天方地圆出气段之间。 4.根据权利要求3所述的航空发动机试车台尾气后处理装置，其特征在于，所述混合器为双层圆锥形混合器，所述双层圆锥形混合器壁面分布有通孔，所述双层圆锥形混合器与所述发动机排气入口连接。 5.根据权利要求4所述的航空发动机试车台尾气后处理装置，其特征在于，所述天方地圆出气段和排气烟道之间设置有排气过渡段，所述排气过渡段底部设置有排水阀。 6.根据权利要求5所述的航空发动机试车台尾气后处理装置，其特征在于，所述天方地圆进气段和天方地圆出气段分别安装有温度传感器和压力传感器。 7.根据权利要求6所述的航空发动机试车台尾气后处理装置，其特征在于，所述第一级三元催化剂载体安装段、第二级三元催化剂载体安装段均包括第一吊挂机构，所述第一吊挂机构底部顺次连接有护板和载体保护套，所述载体保护套内设置有载体防震棉和三元催化剂载体。 8.根据权利要求7所述的航空发动机试车台尾气后处理装置，其特征在于，脱硫剂载体安装段包括第二吊挂机构，所述第二吊挂机构底部设置有吊篮所述吊篮顶部设置有工艺挡板。 9.根据权利要求8所述的航空发动机试车台尾气后处理装置，其特征在于，所述发动机排气入口、天方地圆进气段、催化剂安装段、天方地圆出气段顺次通过螺钉连接。 10.根据权利要求9所述的航空发动机试车台尾气后处理装置，其特征在于，所述尿素水入口连接有尿素泵；所述第一级三元催化剂载体安装段、第二级三元催化剂载体安装段和脱硫剂载体安装段底部设置有滚轮。 2
航空发动机试验与测试技术的发展 郭昕，蒲秋洪，宋红星，黄明镜 （中国燃气涡轮研究院，成都６１０５００） 摘要：试验与测试技术是航空发动机预研和工程发展阶段中的主要内容。通过对国内外航空发动机试验与测试技术现状与发展趋势的分析，提出了发展我国航空发动机试验与测试技术的方向。 关键词：航空发动机：试验与测试技术；发展 １引言 １９０３年，美国人莱特兄弟驾驶自制的活塞式发动机作动力的“飞行者１号”飞机，完成了人类首次有动力飞行。一百年前，人类实现了飞翔的梦想，一百年后，人类拥有了整个天空。 航空发动机是飞行器的动力，对飞行器的性能、可靠性、安全性至关重要。航空大国美国、俄罗斯、英国、法国等都十分重视航空发动机的试验工作，政府研究机构拥有许多大型试验设备，各公司的研究部门，一般也都有独立的试制车间和强大的试验室。新品研制强调走一步试验一步，从部件到整机要通过设计一试制—试验的几个循环才能达到实用阶段，甚至投入使用后仍在试验，使设计的薄弱环节充分暴露，并予以改进。根据统计，国外在研制发动机过程中，地面试验和飞行试验最少需５０台发动机，多则上百台才能最后定型。其中地面试验要上万小时，最高达１６０００小时以上，飞行试验需５０００小时以上。研制总费用中，设计占１０％，制造占４０％，而试验要占５０％。 经过半个多世纪突飞猛进的发展，航空燃气轮机技术日见成熟，要求减少和简化各种试验考核项目的压力越来越大，希望将发动机试验从传统的试验——修改——试验过程转变为模型——仿真——试验——迭代的过程。但目前地面试验仍然是发动机研制中的主要内容，而且试验考核的要求越来越严格。值得注意的是，美国新一代军用发动机研制中，在高空台上的试验时数比以前有大幅度的上升。美国历史上投资最大（达５０多亿美元）的发动机预研计划——ＩＨＰＴＥＴ计划（综合高性能涡轮发动机技术计划）有一个突出特点，就是强化了新技术的试验验证，新技术的验证和综合贯穿于部件、核心机和技术验证机三个阶段，这是美国航空发动机技术发展的成功经验。可见，只有重视试验研究，航空发动机技术发展才有坚实的科学基础。 发动机测试技术是航空推进技术发展的支撑性技术，它随第一代发动机研制而产生，随需求牵引和技术进步的推动而发展，已经历了半个多世纪的发展历程，已从稳态测试、动态测试向着试验——仿真一体化方向发展。
航空涡轮轴发动机简介 航空涡轮轴发动机,或简称为涡铀发动机,是一种输出轴功率的涡轮喷气发动机。法国是最先研制涡轴发动机的国家。50年代初,透博梅卡研制成一种只有一级离心式叶轮压气机、两级涡轮的单转于、输出轴功率的直升机用发动机,功率达到了206kW(280hp),成为世界上第一台直升机用航空涡轮轴发动机,定名为“阿都斯特—l”(Artouste—1)。首先装用这种发动机的直升机是美国贝尔直升
机生产的Bell47(编号为XH—13F),于1954年进行了首飞。 涡轴发动机的主要机件 与一般航空喷气发动机一样,涡轴发动机也有进气装置、压气机、燃烧室、涡轮及排气装置等五大机件,涡轴发动机典型结构如下图所示。 进气装置 由于直升机飞行速度不大,一般最大平飞速度
在350km/h以下,故进气装置的内流进气道采用收敛形,以便气流在收敛形进气道内作加速流动,以改善气流流场的不均匀性。进气装置进口唇边呈圆滑流线,适合亚音速流线要求,以避免气流在进口处突然方向折转,引起气流分离,为压气机稳定创造一个好的进气环境。有的涡轴发动机将粒子分离器与进气道设计成一体,构成“多功能进气道”,以防止砂粒进入发动机内部磨损机件或者影响发动机稳定,这种多功能进气道利用惯性力场,使含有砂粒的空气沿着一定几何形状的通道流动。由于 zbc6e 通用航空 https://www.doczj.com/doc/559088202.html,
砂粒质量较空气大,在弯道处使砂粒获得较大的惯性力,砂粒便聚集在一起并与空气分离,排出机外(见下图)。 压气机 压气机的主要作用是将从进气道进入发动机的空气加以压缩,提高气流的压强,为燃烧创造有利条件。根据压气机内气体流动的特点,可以分为轴流式和离心式两种。轴流式压气机,面积小、流量大;离心式结构简单、较稳定。涡轴发动机的压
提到涡桨与涡轴发动机，不得不先提到“燃气轮机”。燃气轮机，是“燃气涡轮轮机”的同义词。 某重型燃气轮机压气机 凡是有“涡”字的，就是“涡轮盘”（英文，turbine）的简称。一大半就是燃气的。哦还有另一样半啊？那就是“蒸汽轮机”(“蒸汽涡轮机”)。 “蒸汽轮机”和“燃气轮机”原理相同的地方就是都是高温气体推动涡轮盘运转，把热能转化为机械能。 “蒸汽轮机”的蒸汽，就是锅炉烧水产生的，由于要用蒸汽锅炉烧水重量大，所以只能用在火车，船舶，发电厂，在此就不多说了。 言归正传，回到“燃气轮机”，就是直接烧氧气和燃油的混合气体，用在飞机，船舶，发电厂，车辆。
使用蒸汽轮机的火车头 还有依据中国的相关行业习惯，“轮机”这个词，用在船舶和发电设备的那种巨型的“涡轮盘”（英文，turbine）。 而用在飞机上的“燃气轮机”，一般叫“燃气涡轮”(gas turbine)，包括:涡喷（turbojet），涡扇（turbofan），涡桨(turboprop)，涡轴（turboshaft）,桨扇发动机（Propfan），也自然是“燃气涡轮”的成员。 不多见的桨扇发动机
涡喷和涡扇发动机工作原理类似，主要区别是涡扇发动机是在涡喷发动机的压气机前再增加低压压气机，又称风扇，风扇由低压涡轮提供动力。 涡扇发动机工作原理图 下面我们主要谈涡桨和涡轴发动机。 航空涡轴发动机是一种以空气为作功工质的燃气涡轮发动机。它主要是靠输出功率带动负载工作的燃气涡轮发动机，能将动力涡轮有效功率的绝大部分(95%以上)通过输出轴带动负载。涡桨发动机是用燃气涡轮带动螺旋桨的燃气涡轮发动机。涡轴发动机有进气装置、压气机、燃烧室、涡轮及排气装置等五大机件。
航空涡轴发动机原理 航空涡轮轴发动机，或简称为涡铀发动机，是一种输出轴功率的涡轮喷气发动机。法国是最先研制涡轴发动机的国家。50年代初，透博梅卡研制成一种只有一级离心式叶轮压气机、两级涡轮的单转于、输出轴功率的直升机用发动机，功率达到了206kW(280hp)，成为世界上第一台直升机用航空涡轮轴发动机，定名为“阿都斯特—l”(Artouste —1)。首先装用这种发动机的直升机是美国贝尔直
升机生产的Bell47(编号为XH—13F)，于1954年进行了首飞。 涡轴发动机的主要机件 与一般航空喷气发动机一样，涡轴发动机也有进气装置、压气机、燃烧室、涡轮及排气装置等五大机件，涡轴发动机典型结构如下图所示。进气装置 由于直升机飞行速度不大，一般最大平飞速度
在350km/h以下，故进气装置的内流进气道采用收敛形，以便气流在收敛形进气道内作加速流动，以改善气流流场的不均匀性。进气装置进口唇边呈圆滑流线，适合亚音速流线要求，以避免气流在进口处突然方向折转，引起气流分离，为压气机稳定创造一个好的进气环境。有的涡轴发动机将粒子分离器与进气道设计成一体，构成“多功能进气道”，以防止砂粒进入发动机内部磨损机件或者影响发动机稳定，这种多功能进气道利用惯性力场，使含有砂粒的空气沿着一定几何形状的通道流动。由于 zbc6e 通用航空 https://www.doczj.com/doc/559088202.html,
砂粒质量较空气大，在弯道处使砂粒获得较大的惯性力，砂粒便聚集在一起并与空气分离，排出机外(见下图)。压气机 压气机的主要作用是将从进气道进入发动机的空气加以压缩，提高气流的压强，为燃烧创造有利条件。根据压气机内气体流动的特点，可以分为轴流式和离心式两种。轴流式压气机，面积小、流量大；离心式结构简单、较稳定。涡轴发动机的压气机，其结构形式几经演变，从纯轴流式、单级离