新書推薦：
《
符号空间：品牌建筑空间媒介化研究
》
售價：HK$
137.5
《
宫门内外：阴云下的政变
》
售價：HK$
71.5
《
从阅读到输出：靠大量阅读年入7位数 每天15分钟读写闭环，启动人生复利增长系统
》
售價：HK$
76.8
《
世上要有天一阁
》
售價：HK$
74.8
《
精确科学的常识 天才数学家克利福德
》
售價：HK$
41.8
《
星海赞歌（第十三届北京科幻创作创意大赛“光年奖”获奖作品集）
》
售價：HK$
96.8
《
沪派江南·古今桥韵——高颜值的文化瑰宝
》
售價：HK$
107.8
《
中产阶级的孩子们：六十年代与文化领导权
》
售價：HK$
107.8
|
| 內容簡介： |
|
《航空发动机燃油泵》包括航空发动机典型燃油泵的基本结构、工作原理和设计分析方法。第1章和第2章介绍航空发动机燃油控制系统的发展历程及燃油泵相关研究的背景概述，对燃油泵设计领域常用到的流体力学知识进行总结。第3～5章分别对离心泵、齿轮泵和柱塞泵三种典型燃油泵类型展开论述，重点讨论燃油泵的基本结构、工作原理、工作特性及设计计算方法。
|
| 目錄：
|
|
目录符号说明 IX第1章 绪论 0011.1 航空发动机控制概述 0011.2 燃油控制系统内涵 0041.3 国外航空发动机控制系统发展历程 0051.4 燃油泵概述 0081.5 燃油泵主要类型 012第2章 燃油泵流体力学基础 0222.1 流体介质的基本属性 0222.1.1 流体的主要物理性质 0222.1.2 流体的黏性 0242.1.3 流体的力学模型 0262.2 流体静力学基础 0262.3 流体运动学基础 0282.3.1 流体运动的概念 0282.3.2 迹线与流线 0292.3.3 连续性方程 0302.3.4 初始条件与边界条件 0312.4 流体动力学基础 0312.4.1 伯努利方程 0322.4.2 纳维斯托克斯方程 0342.4.3 库埃特流动与泊肃叶流动 0382.4.4 动量定理 0422.4.5 动量矩定理 0442.5 流体阻力 0452.5.1 流体流态 0452.5.2 流体阻力与能量损失 046第3章 航空离心泵 0483.1 航空离心泵的原理 0483.1.1 航空离心泵的工作原理 0483.1.2 流体在叶轮里的流动 0493.1.3 欧拉方程式 0523.2 航空离心泵的特性 0533.2.1 扬程流量基本方程 0533.2.2 航空离心泵的扬程流量特性 0553.2.3 航空离心泵的功率和效率特性 0573.2.4 航空离心泵流量的调节 0573.3 航空离心泵的比转速 0583.3.1 航空离心泵的相似原理 0583.3.2 相似定律 0593.3.3 比转速 0613.3.4 比转速的用途 0623.4 航空离心泵的空化 0633.4.1 航空离心泵的空化现象 0633.4.2 航空离心泵的空化参数 0633.4.3 空化比转速及空化性能优化 0663.5 航空离心泵叶轮 0683.5.1 基于相似理论的离心叶轮设计 0683.5.2 基于速度系数法的离心叶轮设计 0693.5.3 航空离心泵的绘型 0793.6 航空离心泵出口装置 0823.6.1 叶轮后的流体流动 0833.6.2 螺旋形蜗壳的设计 0853.7 叶轮上的轴向力 0903.7.1 轴向力的组成及产生原理 0903.7.2 轴向力平衡方法 0913.8 叶轮上的径向力 0943.8.1 产生径向力的原因 0943.8.2 径向力计算及平衡方法 095第4章 航空齿轮泵 0974.1 航空齿轮泵的原理与结构 0974.1.1 工作原理 0974.1.2 齿轮基本参数 0984.1.3 齿轮修正方法 0994.1.4 齿轮其他尺寸参数 1004.1.5 渐开线齿轮的根切 1024.2 航空齿轮泵的困油现象及卸荷槽的设计 1034.2.1 航空齿轮泵的困油现象 1034.2.2 卸荷槽的设计 1054.3 航空齿轮泵的流量品质 1224.3.1 齿轮泵理论流量 1224.3.2 齿轮泵实际流量 1294.3.3 齿轮泵流量脉动 1354.4 航空齿轮泵的径向力 1424.4.1 沿齿轮圆周液体压力所产生的径向力Fp 1424.4.2 由齿轮啮合产生的径向力 1454.4.3 径向力的合成 1464.4.4 减小径向力的措施 1464.5 动力品质 1514.5.1 齿轮泵的功率？效率和扭矩 1514.5.2 齿轮泵的机械效率和机械损失 1524.5.3 间隙对齿轮泵总效率的影响 1544.6 滑动轴承的设计 155第5章 航空柱塞泵 1605.1 航空柱塞泵工作原理 1605.1.1 航空柱塞泵的结构形式 1605.1.2 航空柱塞泵工作原理及供油量计算 1625.1.3 航空柱塞泵关键部件工作原理 1635.2 航空柱塞泵的运动及受力分析 1675.2.1 平行柱塞平面斜盘型柱塞泵运动及受力分析 1675.2.2 倾斜柱塞平面斜盘型柱塞泵运动及受力分析 1915.2.3 倾斜柱塞球面斜盘型轴向柱塞泵运动及受力分析 1985.3 航空柱塞泵流量品质分析 2135.4 航空柱塞泵关键摩擦副设计(配流副) 2195.4.1 配流盘基本构造 2205.4.2 配流盘与转子端面的接触力 2205.4.3 瞬时缸体压力 2245.4.4 配流盘设计 2265.5 配流副偏磨现象及改进措施 2275.5.1 力矩不平衡因素及改进方法 2275.5.2 柱塞径向力不平衡因素及改进方法 231参考文献 234
|
| 內容試閱：
|
|
第1章绪论 燃油泵是向发动机主燃烧室与加力燃烧室提供一定流量和一定压力燃油的油泵，同时向发动机可调尾喷口面积执行机构、风扇及压气机可调叶片角度执行机构提供一定流量的高压液压油，以推动执行机构快速运动，使可变几何面积快速响应。燃油在燃烧室中通过燃烧将化学能转变为热能，并将一部分热能转变为推进功。因此，燃油泵是供给发动机能量使其产生推力的能源元件，发动机的性能与燃油泵的性能有密切关系。例如，发动机最大推力就与燃油泵能否以一定压力向燃烧室提供所需要的最大燃油量有关，可变几何面积为发动机控制量，因此，燃油泵的性能对发动机控制系统性能有直接影响。高性能发动机需要流量大、压力高的高性能燃油泵，在满足一定流量要求的条件下，压力越高，执行机构响应越快。正因为如此，对燃油泵的研究，一直是航空发动机及其控制系统发展的关键技术之一。 1.1航空发动机控制概述 航空发动机燃油泵长期以来随着航空发动机控制系统的发展而不断有新的技术要求。航空发动机控制系统作为发动机的“大脑”，其目的是保证航空发动机在其使用包线内都能稳定、可靠地运行，并且充分地发挥其性能效益，在航空发动机从起动到加力（若含有加力）的整个工作范围内提供计量燃油，同时调节发动机的几何通道面积，使油气匹配。航空发动机问世以来，一直采用液压机械式控制器。随着航空发动机的不断发展，液压机械式控制器的设计与制造技术也在不断发展，业内对控制功能要求的不断扩大与提高，使控制器的结构不断完善，目前液压机械式控制器已发展为能够实现比较复杂的发动机控制规律和具有较高控制精度的计算装置。此外，液压机械式控制器还具有抗电磁干扰能力强的优点。当前正在应用的许多航空发动机，其控制系统仍然采用液压机械式控制器，因此，这种控制器目前仍然有着重要的作用。 液压机械式控制器在实现航空发动机单变量控制中具有一定的优越性，但是现代航空发动机要求控制更多的参数（变量），以提高其性能，若仍利用液压机械式控制器实现多变量控制，其结构将十分复杂，并且无法实现多回路解耦控制，也无法实现现代控制理论中各种复杂的控制方法。 随着电子计算机科学技术的发展及应用，通过计算机实现多变量控制，将原来机械液压装置的计算功能改为计算机实现，功能执行部分由液压机械装置实现，这样大大简化了液压机械装置的结构。 近年来，随着发动机技术的发展，控制系统也在快速发展。一方面，可控变量增多，回路增多，控制装置不断增加，使系统复杂化；另一方面，控制精度不断提高，控制装置的结构也由笨重到小巧，从粗糙到精细，从机械液压式控制装置发展为数字式电子计算机控制装置，并且运用了现代控制理论来进行分析以获得*优性能。 在早期的发动机上，一般只有一个可控变量——主燃烧室的供油量Wf，故只能采用单变量控制系统。设计时只能选一个能代表发动机性能和强度指标的参数为被控参数（如转速n）。在外界条件变化时，控制装置始终保持该被控参数恒定（n＝const）以保证所需性能，即自动镇定系统。它所用的分析方法也只限于**控制理论中的频率响应等。 随着飞行情况的改变，其他参数（如温度、压力等）都要变化。当飞行范围小时，它们的变化幅度不算太大，尚可保证必要的发动机性能。但当飞行范围扩大时，这些参数的变化幅度便随着变大。于是在通用特性线上，发动机工作点的移动便很大，就可能进入喘振区或超出高温极限，这是必须防止的。 为了保证发动机的安全工作，设计工作点应该保留较大裕度，选择距离喘振边界、强度极限和高温极限较远的位置，因而不能使发动机充分地发挥潜力，达不到*优性能。同时，为了保证飞行安全，发动机还增加防喘、超温减油、*小燃油压力限制等安全装置，进一步限制了单变量控制系统的应用范围。 飞行范围的日益扩大，对发动机的要求也越来越高。一般都希望它在超声速飞行时能发出最大推力，使性能最佳；而在亚声速飞行时，油耗率要低，经济性要好。一台现有的简单类型的发动机已不可能同时满足这些要求，必须设法变换发动机的热力循环。在亚声速飞行时变循环发动机转为涡扇发动机工作，油耗率低；而在超声速飞行时，变循环发动机转为通过变几何部件来改变内外涵的流量比，转为涡喷发动机工作，以产生最大推力，这就是变循环发动机的工作原理。这种发动机的控制系统要复杂得多，对控制精度和动态性能的要求也高。 对变循环发动机，由于涡轮尾喷口、压气机及风扇的流通面积均可调节，故可控变量多，被控参数也多。在改变发动机工作状态时，均可自动保持转速、压力比和流量等参数不变，在通用特性线上的发动机工作点不会移动，即发动机在相似状态下工作。故可始终保持较高的效率，性能最好，控制精度也高。 但这样就形成了一个多输入多输出的多变量控制系统。它比单变量控制系统复杂得多。尤其在优化设计时，发动机和飞机是作为一个整体来进行综合控制的。目前已试验过许多局部的综合方案，如与大气数据装置或火控系统综合，或者几台发动机共用一台计算机。据报道，如将发动机控制系统与飞行控制系统相匹配，就能使推力提高10%以上，从而在空战中能获得更好的战术性能。 这样，控制回路就要增加很多，目前被控参数已经发展到20多个。其回路包括主燃油控制、加力燃油控制、尾喷口面积控制、涡轮导向器面积控制、压气机静叶角度控制、风扇角度控制、外涵喷口面积控制、进气道面积控制、喷水加力控制、压气机与进气道放气控制、短时超转超温控制、反推力控制、封严间隙控制、冷却空气控制，以及超温、超压等安全限制。因而各回路之间的交联影响很严重，这些很难通过预先计算来确定，需要不断调试，这就要求能随时修改各参数之间的函数关系、参数测量方法甚至改变总体方案，即应具有随时更改设计的灵活性。 上述要求用**控制理论中的设计方法是无法满足的。必须采取相应措施，这增加了系统的复杂性，并且还不能保证最佳的性能指标。近年来，现代控制理论的飞速发展可以弥补这方面的缺陷，于是越来越受到发动机控制系统研制者的重视，并且已从试验探索逐步进入实际应用的阶段。 现代控制理论包括：系统的状态空间表示法、*优控制理论、估计和辨识理论，以及几个向量的频率响应方法。通常现代控制理论的设计方法是以计算机为基础的，这样便可系统地处理更复杂的多变量问题，使控制性能得到很大的改善。 正由于电子计算机的发展，使现代控制理论得到实际的应用，才有可能对多变量系统进行*优控制。而微处理机在可靠性和降低成本方面的迅速进展又为机载计算机控制装置创造了良好条件。故今后在新的发动机控制系统设计中，数字式电子计算机控制装置将会取代机械液压式控制装置。 机械液压式控制装置经过三十多年的发展也有很大的改进。*先在控制方案方面，目前已不限于保持转速恒定的自动镇定系统，而是在某些飞行情况下发动机可以短时间超温、超转工作，或者按换算转速来进行控制。控制系统大都采用了开环和闭环组合的双回路系统，并采用了相似理论来设计。结构上采用高精度元件、旋转式活门组件、金属密封环、氟塑料随动活塞、硬质合金载荷点及零组件标准化、系列化、组合化等。但随着科学的发展和对控制系统要求的不断提高，机械液压式控制装置已经无法适应对它提出的繁重任务。后来也试用过气压式及射流式控制装置，后者能在恶劣的环境下工作，适应性较强。但由于性能不稳定而没有得到大量应用。 电子控制系统使用得较早，但由于可靠性问题没有彻底解决，故使用得不多。后来发展到计算机控制装置，由模拟式到数字式，才开拓了广阔的应用前景。数字式计算机的运算速度快、精度高、适用于多变量控制，并且可更改性好，只要变更程序关系，而不需要对结构进行任何更改就可以达到目的。 电子控制系统是逐步发展起来的。*早只是在机械液压式控制系统中采用可以完成少量辅助功能的电子装置，如超温限制器。后来使用了一套电子监控装置，*后才发展成全功能的数字式计算机控制装置。目前业内正在研制能进行飞机和发动机综合控制的系统，它可以根据飞行情况对发动机功率进行自动修正，以满足飞机的不同要求，而不需要手动操作，从而减轻驾驶员的负担。 将来的发展方向也可能是混合式控制装置。它以电子计算机为中心，由机械液压、电子、射流等元件组成。机械液压元件尺寸大、质量大、运算能力差、响应速度低，但是适于用作执行元件和供油元件；电子元件的运算能力强、精度高，信号转换的准确度较高，可用作敏感元件和计算元件；射流元件由于能在恶劣环境下工作，故可作为辅助装置。这些元件目前也都有所发展，如光学式测高温敏感元件等。 对控制装置的可靠性要求也是很严格的。通过对使用经验的不断总结，可靠性已发展成一门专门的学科。它包括对元件的失效分析、余度控制、带故障工作的可能性、监控、预测、故障诊断等方面。随着集成电路的应用，也进一步增加了平均故障的间隔时间。 总之，今后的发展方向是数字式计算机控制装置。但目前仍然大量使用机械液压式控制装置，它的使用经验丰富，在可靠性和继承性方面的优越性也使它不可能完全被抛弃，在低速飞行的发动机上继续使用。即使在电子控制装置中，燃油计量部分也还是液压的，备份系统也要采用它。同时，**控制理论也有着一定的使用范围，两者不可偏废。 1.2燃油控制系统内涵 航空发动机燃油控制系统是决定航空发动机性能的一个关键功能系统，在航空发动机的发展中占有举足轻重的地位。主要包括增压泵、主燃油泵、主燃油控制装置、主燃油分布装置、加力泵、加力燃油控制装置、加力燃油分布装置、风扇静子叶片可调导叶角度控制装置、压气机静子叶片可调导叶角度控制装置、消/防喘装置、喷口油源泵、喷口油源泵控制附件、喷口喉道面积控制装置、矢量喷口油源泵、矢量喷口油源泵控制附件、矢量喷口控制装置、应急放油装置、射流点火装置等。 航空发动机燃油控制系统对飞机来油进行增压和燃油输送，以满足发动机整个工作过程对燃油和流道的控制要求；电子控制器根据发动机工作状态发出指令，与发动机燃油控制系统一同完成发动机主燃烧室燃油流量的计量和控制、主燃油流量的分配、压气机静子叶片可调导叶角度的控制、风扇静子叶片可调导叶角度的控制、加力泵的开关加力、加力燃烧室燃油流量的计量和控制、加力燃油流量的分配、喷口喉道面积的控制、矢量喷口方位的控制，以满足发动机的起动、加减速、停车、消/防喘和稳态控制要求。 航空发动机燃油系统的基本组成按照功能划分，一般包括动力元件（燃油泵）、敏感元件、放大元件（滑阀、喷嘴挡板阀）、执行元件等。 燃油泵是向发动机主燃烧室与加力燃烧室提供一定流量和一定压力燃油的油泵，燃油在燃烧室中通过燃烧将化学能变为热能，并将一部分热能转变为推进功。燃油泵是供给发动机能量使其产生推力的能源元件，是航空发动机的“心脏”，其主要性能直接影响整个航空发动机的控制系统，是发动机稳定运行和发挥发动机性能的重要保障。 敏感元件也称测量元件或传感器。航空发动机工作状态由发动机状态参数表征，例如，发动机转速、有关截面压力或温度、压气机增压比、涡轮膨胀比或发动机压比等。确知发动机所处的状态必须感知有关的状态参数，这种感知状态参数的元件称为敏感元件。为了实现对发动机控制，必须*先准确地测量（即感知到）表征发动机状态的参数。无法准确地测量发动机状态参数，就无从对发动机进行控制，因此，敏感元件是确认发动机所处状态，并对发动机实施控制的重要环节。 将能量微弱的信号加以放大的元件称为放大元件。通常敏感元件输出的信号是微弱的力、位移或电流、电压信号，这些信号必须经过放大元件放大后，才能在控制系统中被利用。在航空发动机机械液压式控制系统中，通常将滑阀式液压放大器或喷嘴挡板式液压放大器作为放大元件；在数字式电子控制系统中通常将电液伺服阀、高速电磁阀、力矩马达及各种类型的电子放大器作为放大元件。 执行元件是直接确定发动机尾喷口面积、风扇及压气机可调叶片角度、油门开关面积等控制量大小的控制装置。航空发动机控制系统常用的执行元件有液压缸、伺服电动
|
|
購物車/收銀台(0) | 在線留言板
| 付款方式
| 運費計算
| 聯絡我們
| 幫助中心 |
加入書簽
HOME
新書上架
暢銷書架
