CN112413645B - 一种航空发动机加力点火供油方法及系统 - Google Patents

一种航空发动机加力点火供油方法及系统 Download PDF

Info

Publication number
CN112413645B
CN112413645B CN202011303454.8A CN202011303454A CN112413645B CN 112413645 B CN112413645 B CN 112413645B CN 202011303454 A CN202011303454 A CN 202011303454A CN 112413645 B CN112413645 B CN 112413645B
Authority
CN
China
Prior art keywords
oil supply
ignition
parameter
supply amount
engine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202011303454.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112413645A (zh
Inventor
赵肃
阎巍
蒋联友
李泳凡
施磊
万东凯
张千一
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN202011303454.8A priority Critical patent/CN112413645B/zh
Publication of CN112413645A publication Critical patent/CN112413645A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112413645B publication Critical patent/CN112413645B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Lubrication Details And Ventilation Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

本申请属于飞机发动机设计领域，涉及一种航空发动机加力点火供油方法及系统，所述方法包括：获取在加力点火区域进行点火时的燃油流量的设计值；根据所述设计值确定进行加力点火时的第一供油量，以及加力点火完成后的第二供油量；获取进行航空发动机加力点火供油指令，在第一设定时间段内按照所述第一供油量持续进行供油；随后在第二设定时间段内增大供油量，由所述第一供油量调整为所述第二供油量。本申请提供的航空发动机加力点火渐近式供油设计方法，实现加力点火油量线性递增，与加力燃烧室进口条件更好匹配，减少实际供油偏差对发动机加力点火性能的影响，显著提升航空发动机高空左边界加力接通的可靠性。

Description

一种航空发动机加力点火供油方法及系统
技术领域
本申请属于飞机发动机设计领域，特别涉及一种航空发动机加力点火供油方法及系统。
背景技术
常规加力式涡扇发动机，加力一般分区为：加力1区、加力内涵和加力外涵；其中加力1区为加力点火区域，其供油量小，用于实现加力点火，加力内涵和外涵供油量大，用于产生推力。
军用小涵道比发动机需要利用加力燃烧室对气流进行二次燃烧，从而短时间内提高发动机的推力性能。在加力接通的过程需要供油量与喷管面积匹配，供油的准确性对于加力接通至关重要。一般加力接通油量wfa1按照压气机后压力和发动机进口总温进行设计。小涵道比发动机需要保证在高空左边界加力可靠接通，由于高空左边界加力燃烧室进口条件相对恶劣(压力和温度较低)，同时加力点火设计油量较低、供油精度差，易出现加力点火实际油量与加力燃烧室进口条件不匹配，导致加力点火不可靠。
发明内容
为了解决上述技术问题，本申请提出了一种航空发动机加力点火供油方法及系统，通过航空发动机加力点火渐近式供油设计方法，实现加力点火的可靠性。
本申请第一方面提供了一种航空发动机加力点火供油方法，包括：
步骤S1、获取在加力点火区域进行点火时的燃油流量的设计值Wf1；
步骤S2、根据所述设计值Wf1及预设的第一参数K确定进行加力点火时的第一供油量K*Wf1，以及根据所述设计值Wf1及第二参数K2确定加力点火完成后的第二供油量K2*Wf1，其中第一参数K小于第二参数K2，且所述第二参数K2大于1；
步骤S3、获取进行航空发动机加力点火供油指令，在第一设定时间段内按照所述第一供油量持续进行供油；
步骤S4、随后在第二设定时间段内将供油量由所述第一供油量调整为所述第二供油量。
优选的是，步骤S1中，所述燃油流量的设计值Wf1通过发动机部件试验确定，在发动机部件试验过程中，加力点火区域进行稳定燃烧时的燃油流量即为设计值Wf1。
优选的是，所述确定进行加力点火时的第一供油量之前包括对第一参数K进行预设，该预设步骤包括：
步骤S21、确定航空发动机当前状态，所述航空发动机当前状态包括油门杆偏转角度及发动机转速相对较小所对应的慢车状态及油门杆偏转角度及发动机转速相对较大所对应的中间状态；
步骤S22、若所述航空发动机当前状态为慢车状态，则第一参数K预设为0.5～0.7中的任一值，若所述航空发动机当前状态为中间状态，则第一参数K预设为0.9～1中的任一值。
优选的是，所述第一设定时间段取自3～5s中的任一值，所述第二设定时间段取自2～4s中的任一值。
优选的是，步骤S3之前进一步包括：
获取所述加力点火区域的最小供油量；
若所述第一供油量的低于所述加力点火区域的最小供油量，则在步骤S3中，将所述加力点火区域的最小供油量作为所述第一供油量。
本申请第二方面提供了一种航空发动机加力点火供油系统，包括：
设计值获取模块，用于获取在加力点火区域进行点火时的燃油流量的设计值Wf1；
供油量计算模块，用于根据所述设计值Wf1及预设的第一参数K确定进行加力点火时的第一供油量K*Wf1，以及根据所述设计值Wf1及第二参数K2确定加力点火完成后的第二供油量K2*Wf1，其中第一参数K小于第二参数K2，且所述第二参数K2大于1；
点火供油模块，用于获取进行航空发动机加力点火供油指令，在第一设定时间段内按照所述第一供油量持续进行供油；
加力燃烧供油模块，用于随后在第二设定时间段内将供油量由所述第一供油量调整为所述第二供油量。
优选的是，所述设计值获取模块中，所述燃油流量的设计值Wf1通过发动机部件试验确定，在发动机部件试验过程中，加力点火区域进行稳定燃烧时的燃油流量即为设计值Wf1。
优选的是，还包括第一参数预设模块，用于在确定进行加力点火时的第一供油量之前对第一参数K进行预设，所述第一参数预设模块包括：
发动机状态获取单元，用于确定航空发动机当前状态，所述航空发动机当前状态包括油门杆偏转角度及发动机转速相对较小所对应的慢车状态及油门杆偏转角度及发动机转速相对较大所对应的中间状态；
参数赋值单元，用于若所述航空发动机当前状态为慢车状态，则第一参数K预设为0.5～0.7中的任一值，若所述航空发动机当前状态为中间状态，则第一参数K预设为0.9～1中的任一值。
优选的是，所述第一设定时间段取自3～5s中的任一值，所述第二设定时间段取自2～4s中的任一值。
优选的是，还包括第一供油量修订模块，所述第一供油量修订模块包括：
最小供油量获取单元，用于获取所述加力点火区域的最小供油量；
第一供油量判断单元，用于若所述第一供油量的低于所述加力点火区域的最小供油量，则在所述点火供油模块中，将所述加力点火区域的最小供油量作为所述第一供油量。
本申请提供的航空发动机加力点火渐近式供油设计方法，实现加力点火油量线性递增，与加力燃烧室进口条件更好匹配，减少实际供油偏差对发动机加力点火性能的影响，显著提升航空发动机高空左边界加力接通的可靠性。
附图说明
图1是本申请航空发动机加力点火供油方法的一优选实施例的供油示意图。
图2是本申请航空发动机加力点火供油方法的另一优选实施例的供油示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请提出了一种针对航空发动机加力点火供油方法，主要包括：
步骤S1、获取在加力点火区域进行点火时的燃油流量的设计值Wf1；
步骤S2、根据所述设计值Wf1及预设的第一参数K确定进行加力点火时的第一供油量K*Wf1，以及根据所述设计值Wf1及第二参数K2确定加力点火完成后的第二供油量K2*Wf1，其中第一参数K小于第二参数K2，且所述第二参数K2大于1；
步骤S3、获取进行航空发动机加力点火供油指令，在第一设定时间段内按照所述第一供油量持续进行供油；
步骤S4、随后在第二设定时间段内将供油量由所述第一供油量调整为所述第二供油量。
本申请步骤S3及步骤S4实际上是给出了一种渐进式的供油方法，即在点火过程中的供油量要小于稳定燃烧时的供油量，图1给出了本申请渐进式供油与传统的供油直接的区别，图1中，横坐标为时间，纵坐标为供油量，传统供油模式，在加力点火区间及点火后的正常工作区间，供油量均保持不变，此时的供油量wfa1，为加力燃烧室部件试验获取的稳定燃烧油量。本申请的渐进式供油模式中，在点火区间选取最有利点火的供油量，以保证点火成功可靠，在稳定工作阶段，设置偏高的供油量，以实现火焰粗壮稳定。
在一些可选实施方式中，步骤S1中，所述燃油流量的设计值Wf1通过发动机部件试验确定，在发动机部件试验过程中，加力点火区域进行稳定燃烧时的燃油流量即为设计值Wf1。
在一些可选实施方式中，所述确定进行加力点火时的第一供油量之前包括对第一参数K进行预设，该预设步骤包括：
步骤S21、确定航空发动机当前状态，所述航空发动机当前状态包括油门杆偏转角度及发动机转速相对较小所对应的慢车状态及油门杆偏转角度及发动机转速相对较大所对应的中间状态；
步骤S22、若所述航空发动机当前状态为慢车状态，则第一参数K预设为0.5～0.7中的任一值，若所述航空发动机当前状态为中间状态，则第一参数K预设为0.9～1中的任一值。
以慢车状态下第一参数K取0.6、中间状态下第一参数K取1.0，第二参数K2取1.2为例进行说明。
该实施例实际上是对第一参数K的取值做了一定约束，针对的是不同的起始状态，即在发动机慢车状态或节流状态的下进行加力点火时的第一参数K的取值，与发动机中间状态下进行加力点火时的第一参数K的取值是不同的。图2给出了这两种情况下的对比。
结合图2，上半部分为慢车状态或节流状态的加力供油示意图，慢车或节流状态进行加力点火时，主机状态(n2转速)需先执行加速，在n2转速距离中间状态n2转速相差达到10％时，执行加力点火，此时发动机状态偏低，按0.6倍设计油量进行点火，稳定燃烧时，转速达到额定状态，按1.2倍设计油量保证火焰粗壮可靠。慢车或节流状态的判据为：
油门杆PLA(角度传感器)≥起动域(如10°)且PLA＜中间域(如65°)且慢车转速(如68％)≤n2≤中间转速(如96％)。
图2的下半部分为中间状态的加力供油示意图，中间状态行加力点火时，主机状态(n2转速)与加力状态相当，因此接通加力时，发动机状态较高，按1.0倍设计油量点火，按1.2倍的设计油量维持稳定燃烧，保证火焰粗壮可靠。中间状态的判据为：
油门杆PLA处于中间域，如65≤PLA≤71n2转速处于较高状态，如n2≥96％。
在一些可选实施方式中，所述第一设定时间段取自3～5s中的任一值，所述第二设定时间段取自2～4s中的任一值。
在一些可选实施方式中，步骤S3之前进一步包括：
获取所述加力点火区域的最小供油量；
若所述第一供油量的低于所述加力点火区域的最小供油量，则在步骤S3中，将所述加力点火区域的最小供油量作为所述第一供油量。
上述两个实施例对各参数进行了限制，最终构成的供油表达式如下：
Figure BDA0002787456330000061
其中，t≥tk1时线性过渡的斜率为：
Figure BDA0002787456330000062
其中，t0为第二设定时间段，一般取值为3s，tk1为第一设定时间段，一般取值为3.4s，Wf1min为加力一区最小供油量，默认100kg/h，Wf1为加力一区燃油流量的设计值，Wfa1为本申请确定的加力一区燃油流量。
本申请提供的航空发动机加力点火渐近式供油设计方法，实现加力点火油量线性递增，与加力燃烧室进口条件更好匹配，减少实际供油偏差对发动机加力点火性能的影响，显著提升航空发动机高空左边界加力接通的可靠性。
本申请第二方面提供了一种与上述方法对应的航空发动机加力点火供油系统，主要包括：
设计值获取模块，用于获取在加力点火区域进行点火时的燃油流量的设计值Wf1；
供油量计算模块，用于根据所述设计值Wf1及预设的第一参数K确定进行加力点火时的第一供油量K*Wf1，以及根据所述设计值Wf1及第二参数K2确定加力点火完成后的第二供油量K2*Wf1，其中第一参数K小于第二参数K2，且所述第二参数K2大于1；
点火供油模块，用于获取进行航空发动机加力点火供油指令，在第一设定时间段内按照所述第一供油量持续进行供油；
加力燃烧供油模块，用于随后在第二设定时间段内将供油量由所述第一供油量调整为所述第二供油量。
在一些可选实施方式中，所述设计值获取模块中，所述燃油流量的设计值Wf1通过发动机部件试验确定，在发动机部件试验过程中，加力点火区域进行稳定燃烧时的燃油流量即为设计值Wf1。
在一些可选实施方式中，还包括第一参数预设模块，用于在确定进行加力点火时的第一供油量之前对第一参数K进行预设，所述第一参数预设模块包括：
发动机状态获取单元，用于确定航空发动机当前状态，所述航空发动机当前状态包括油门杆偏转角度及发动机转速相对较小所对应的慢车状态及油门杆偏转角度及发动机转速相对较大所对应的中间状态；
参数赋值单元，用于若所述航空发动机当前状态为慢车状态，则第一参数K预设为0.5～0.7中的任一值，若所述航空发动机当前状态为中间状态，则第一参数K预设为0.9～1中的任一值。
在一些可选实施方式中，所述第一设定时间段取自3～5s中的任一值，所述第二设定时间段取自2～4s中的任一值。
在一些可选实施方式中，还包括第一供油量修订模块，所述第一供油量修订模块包括：
最小供油量获取单元，用于获取所述加力点火区域的最小供油量；
第一供油量判断单元，用于若所述第一供油量的低于所述加力点火区域的最小供油量，则在所述点火供油模块中，将所述加力点火区域的最小供油量作为所述第一供油量。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种航空发动机加力点火供油方法，其特征在于，包括：
步骤S1、获取在加力点火区域进行点火时的燃油流量的设计值Wf1；
步骤S2、根据所述设计值Wf1及预设的第一参数K确定进行加力点火时的第一供油量K*Wf1，以及根据所述设计值Wf1及第二参数K2确定加力点火完成后的第二供油量K2*Wf1，其中第一参数K小于第二参数K2，且所述第二参数K2大于1；其中，所述确定进行加力点火时的第一供油量之前包括对第一参数K进行预设，该预设步骤包括：步骤S21、确定航空发动机当前状态，所述航空发动机当前状态包括油门杆偏转角度及发动机转速相对较小所对应的慢车状态及油门杆偏转角度及发动机转速相对较大所对应的中间状态；步骤S22、若所述航空发动机当前状态为慢车状态，则第一参数K预设为0.5～0.7中的任一值，若所述航空发动机当前状态为中间状态，则第一参数K预设为0.9～1中的任一值；
步骤S3、获取进行航空发动机加力点火供油指令，在第一设定时间段内按照所述第一供油量持续进行供油；
步骤S4、随后在第二设定时间段内将供油量由所述第一供油量调整为所述第二供油量。
2.如权利要求1所述的航空发动机加力点火供油方法，其特征在于，步骤S1中，所述燃油流量的设计值Wf1通过发动机部件试验确定，在发动机部件试验过程中，加力点火区域进行稳定燃烧时的燃油流量即为设计值Wf1。
3.如权利要求1所述的航空发动机加力点火供油方法，其特征在于，所述第一设定时间段取自3～5s中的任一值，所述第二设定时间段取自2～4s中的任一值。
4.如权利要求1所述的航空发动机加力点火供油方法，其特征在于，步骤S3之前进一步包括：
获取所述加力点火区域的最小供油量；
若所述第一供油量的低于所述加力点火区域的最小供油量，则在步骤S3中，将所述加力点火区域的最小供油量作为所述第一供油量。
5.一种航空发动机加力点火供油系统，其特征在于，包括：
设计值获取模块，用于获取在加力点火区域进行点火时的燃油流量的设计值Wf1；
供油量计算模块，用于根据所述设计值Wf1及预设的第一参数K确定进行加力点火时的第一供油量K*Wf1，以及根据所述设计值Wf1及第二参数K2确定加力点火完成后的第二供油量K2*Wf1，其中第一参数K小于第二参数K2，且所述第二参数K2大于1，其中该系统还包括第一参数预设模块，用于在确定进行加力点火时的第一供油量之前对第一参数K进行预设，所述第一参数预设模块包括：发动机状态获取单元，用于确定航空发动机当前状态，所述航空发动机当前状态包括油门杆偏转角度及发动机转速相对较小所对应的慢车状态及油门杆偏转角度及发动机转速相对较大所对应的中间状态；参数赋值单元，用于若所述航空发动机当前状态为慢车状态，则第一参数K预设为0.5～0.7中的任一值，若所述航空发动机当前状态为中间状态，则第一参数K预设为0.9～1中的任一值；
点火供油模块，用于获取进行航空发动机加力点火供油指令，在第一设定时间段内按照所述第一供油量持续进行供油；
加力燃烧供油模块，用于随后在第二设定时间段内将供油量由所述第一供油量调整为所述第二供油量。
6.如权利要求5所述的航空发动机加力点火供油系统，其特征在于，所述设计值获取模块中，所述燃油流量的设计值Wf1通过发动机部件试验确定，在发动机部件试验过程中，加力点火区域进行稳定燃烧时的燃油流量即为设计值Wf1。
7.如权利要求5所述的航空发动机加力点火供油系统，其特征在于，所述第一设定时间段取自3～5s中的任一值，所述第二设定时间段取自2～4s中的任一值。
8.如权利要求5所述的航空发动机加力点火供油系统，其特征在于，还包括第一供油量修订模块，所述第一供油量修订模块包括：
最小供油量获取单元，用于获取所述加力点火区域的最小供油量；
第一供油量判断单元，用于若所述第一供油量的低于所述加力点火区域的最小供油量，则在所述点火供油模块中，将所述加力点火区域的最小供油量作为所述第一供油量。
CN202011303454.8A 2020-11-19 2020-11-19 一种航空发动机加力点火供油方法及系统 Active CN112413645B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011303454.8A CN112413645B (zh) 2020-11-19 2020-11-19 一种航空发动机加力点火供油方法及系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011303454.8A CN112413645B (zh) 2020-11-19 2020-11-19 一种航空发动机加力点火供油方法及系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112413645A CN112413645A (zh) 2021-02-26
CN112413645B true CN112413645B (zh) 2022-06-07

Family

ID=74774564

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011303454.8A Active CN112413645B (zh) 2020-11-19 2020-11-19 一种航空发动机加力点火供油方法及系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112413645B (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112784380B (zh) * 2021-03-23 2022-02-22 北京清软创想信息技术有限责任公司 一种外内涵压比优化设计方法及系统
CN114837822B (zh) * 2022-04-29 2023-11-28 中国航发沈阳发动机研究所 一种发动机地面起动初始供油量的自适应调整方法及系统
CN116147929B (zh) * 2023-04-20 2023-07-14 清华大学 航空发动机加力火焰探测器电流值确定方法、装置和设备
CN117846788B (zh) * 2024-03-05 2024-05-17 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机全包线加力可靠接通的设计方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3434289A (en) * 1966-01-28 1969-03-25 Man Turbo Gmbh Fuel supply for afterburner
EP1757860A2 (en) * 2005-08-23 2007-02-28 General Electric Company Trapped vortex cavity afterburner
CN101684751A (zh) * 2008-09-22 2010-03-31 贵州红林机械有限公司 涡扇发动机加力燃油调节器断油活门
CN103206726A (zh) * 2012-01-17 2013-07-17 通用电气公司 涡轮机的燃料喷嘴组件和操作涡轮机的方法
CN206739355U (zh) * 2017-04-19 2017-12-12 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于固定浮动式旋流器的密封结构
CN110030093A (zh) * 2019-04-01 2019-07-19 中国航发沈阳发动机研究所 基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法及装置

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2913250B1 (fr) * 2007-03-02 2009-05-29 Turbomeca Sa Procede pour le demarrage d'un moteur d'helicoptere a turbine a gaz, circuit d'alimentation en carburant d'un tel moteur, et moteur ayant un tel circuit.
KR101037462B1 (ko) * 2009-11-16 2011-05-26 두산중공업 주식회사 가스터빈 엔진용 연소기의 연료 다단식 공급구조
CN103334838A (zh) * 2013-06-25 2013-10-02 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种航空燃气涡轮发动机起动点火供油方法
CN203940469U (zh) * 2014-07-15 2014-11-12 厦门大学 一种加力燃烧室供油装置
US10393030B2 (en) * 2016-10-03 2019-08-27 United Technologies Corporation Pilot injector fuel shifting in an axial staged combustor for a gas turbine engine
CN206987967U (zh) * 2017-05-28 2018-02-09 西安成立航空制造有限公司 一种航空发动机燃油喷嘴用主燃级主油路活门
CN108150295A (zh) * 2017-11-22 2018-06-12 北京动力机械研究所 一种无人机用发动机起动控制方法
CN209296180U (zh) * 2019-01-16 2019-08-23 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于单头部燃烧室点火性能试验的后测量段

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3434289A (en) * 1966-01-28 1969-03-25 Man Turbo Gmbh Fuel supply for afterburner
EP1757860A2 (en) * 2005-08-23 2007-02-28 General Electric Company Trapped vortex cavity afterburner
CN101684751A (zh) * 2008-09-22 2010-03-31 贵州红林机械有限公司 涡扇发动机加力燃油调节器断油活门
CN103206726A (zh) * 2012-01-17 2013-07-17 通用电气公司 涡轮机的燃料喷嘴组件和操作涡轮机的方法
CN206739355U (zh) * 2017-04-19 2017-12-12 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于固定浮动式旋流器的密封结构
CN110030093A (zh) * 2019-04-01 2019-07-19 中国航发沈阳发动机研究所 基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法及装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN112413645A (zh) 2021-02-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112413645B (zh) 一种航空发动机加力点火供油方法及系统
US10156361B2 (en) Device for determining a fuel split, as gas turbine or an aircraft engine comprising such a device and application of the same
CN115168990B (zh) 一种航空发动机典型瞬态历程谱确定方法
US20160069274A1 (en) Engine-induced aircraft cabin resonance reduction system and method
RU2438031C2 (ru) Способ управления расходом топлива в форсажную камеру сгорания газотурбинного двигателя
US20200182161A1 (en) Passive stability bleed valve with adjustable reference pressure regulator and remote override capability
CN112855346B (zh) 推力控制方法、系统及航空发动机
US20160069268A1 (en) Engine-induced aircraft cabin resonance reduction system and method
RU2435969C2 (ru) Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания
US20190078522A1 (en) Dedicated exhaust gas recirculating (egr) system
JP2013087716A (ja) 予混合式ガスエンジンの制御装置および予混合式ガスエンジンの制御方法、ならびに予混合式ガスエンジンシステム
CN116481784A (zh) 一种并联式组合动力及组合喷管验证方法
CN114017201B (zh) 一种航空燃气涡扇发动机喷口控制方法及装置
CN115324742A (zh) 一种涡扇发动机自适应调整的加力供油控制方法及装置
Golberg et al. Improving control reliability and quality of aircraft engines by means the software virtual engine
CN114810377B (zh) 发动机控制方法、装置、介质、设备及车辆
CN112901369B (zh) 一种二元喷管冷却气流量控制方法
JPS6183461A (ja) エンジンのスロツトル弁制御装置
CN109630322B (zh) 一种火箭发动机推力室试验方法
CN112855375A (zh) 一种喷油器的控制方法、装置、电子设备及存储介质
Arnold Schwitzer variable geometry turbo and microprocessor control design and evaluation
CN110307092B (zh) 一种燃气涡轮发动机高压涡轮富油失效的主动补偿方法
RU101736U1 (ru) Система управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного газотурбинного двигателя
RU102687U1 (ru) Система управления частотой вращения ротора низкого давления двухконтурного газотурбинного двигателя
CN114033555B (zh) 一种减少黄烟排放时间的方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant