搜索结果: 16-30 共查到“航空、航天科学技术 涡扇发动机”相关记录31条 . 查询时间(0.104 秒)
某型大流量涡扇发动机在高空台完成了飞行高度为5,8,10km的惯性起动.高空台试验结果表明:惯性起动过程中模拟的进气和排气压力存在着较明显的波动,偏离真实工况;利用不同的计算方法分析惯性起动数据,得到的飞行表速相差25~70km/h.以试验分析结果为基础,推荐了一种高空台惯性起动试验性能的评估方法,即成功起动以推杆时刻为起点3s内的平均值作为试验模拟飞行状态,起动失败以转速反转为起点到转速再次下降...
介绍了某型涡扇发动机的低温起动试验,重点讨论了在高空舱进行发动机低温试验的冷浸方法,并且对未来低温试验技术研究提出一些展望.该型发动机低温起动特性的成功获得证明了该低温试验方法的可行性.试验结果表明:①虽然风车冷浸方法有一些缺点,但仍是现阶段试验条件下较经济且高效的冷浸手段;②实际试验中很难满足国军标中对保温时间的要求,建议以滑油温度达到低温要求为准;③低温环境对发动机起动机起动性能的影响大于对发...
根据部件法建立了加力式双转子混合排气涡扇发动机全包线稳态数学模型.基于该模型,利用容积动力学原理,建立了起动数学模型.将该原理扩展到慢车状态以上,建立了包括起动、加减速、开关加力、停车等完整过程的全状态动态数学模型.以此为基础,给出了加力式双转子混合排气涡扇发动机在飞行包线内的高度特性.根据加力式双转子混合排气涡扇发动机原理,设计了简单的起动调节规律、加减速调节规律、加力调节规律及停车调节规律;计...
考虑了容腔的质量和能量的储能效应,提出了基于容积法的涡扇发动机实时数学模型建模方法,建立了容腔压力和温度的微分方程,容腔的压力和温度可以用不迭代的数值法求解.同时,利用C++面向对象编程语言,建立了某涡扇发动机动态模型.用建立的发动机动态模型和商用软件Gasturb 10分别计算了发动机性能,并进行了对比,结果表明:该模型与Gasturb 10的运算结果具有良好的一致性,高压压气机转速、涡轮进口温...
为解决整机条件下难于直接获得部件全部特征参数的问题,在计算发动机部件特征参数对整机性能敏感度的基础上,利用条件数分析参数之间的相关性最终确定可修正参数数量.这样即可构造工程上可解的辨识问题,并通过最小二乘法求解.仿真计算结果显示:高压压气机效率为0.982与初设值0.98一致,说明该方法从理论上是可行的.从具体实例的辨识结果来看,有压气机后温度测试时部件效率降低量值符合实际结果;无压气机后温度测试...
基于功能危险分析的涡扇发动机数字控制系统危险识别方法研究
全权限数字电子控制系统 系统安全性分析 功能危险分析 失效分析
2011/12/25
将功能危险分析(FHA)方法应用到涡扇发动机全权限数字电子控制(FADEC)系统危险分析,对准确识别系统危险和提高多重失效分析效率的重点问题展开研究。针对由于结构复杂和功能层级较多导致的FADEC失效状态和影响的分析难度问题,提出了FHA功能定义及失效分析层级解决方案;针对多重失效状态数量的组合爆炸问题,提出组合劣化分析方法。在此基础上,针对FADEC发展了一套基于美国自动化工程学会(SAE) A...
多用途战斗机/涡扇发动机一体化循环参数优化
约束分析 任务分析 一体化优化设计
2009/3/9
针对多用途战斗机的特点，发展了基于飞/发一体化的涡扇发动机循环参数优化设计模型和相应的计算程序，优化设计模型中包括双变量控制涡扇发动机特性计算模型、进排气系统安装特性计算模型、飞机气动特性分析模型、重量组成分析模型、任务剖面分析模型、约束分析与任务分析模型和优化计算模型等。重点研究了多用途战斗机约束边界的获得方法，利用多岛遗传算法和自适应模拟退火优化算法，分别对现役多用途战斗机、不加力超声速巡航多...
风扇/压气机气动设计技术与挑战--用于大型客机的大涵道比涡扇发动机
大型客机 大涵道比发动机 风扇 压气机
2009/3/9
对用于大型客机的大涵道比涡扇发动机的风扇/压气机气动设计技术现状及其发展趋势进行了概述，分析了其技术难点，旨在说明我国发展高性能大涵道比涡扇发动机在风扇和压气机方面将面临的一些挑战，并分析亟待突破的一些关键技术。
我自主研制大推力涡扇发动机 跨入第三代航空发动机研制国家行列
航空发动机 涡扇发动机
2006/4/9
2006年4月5日从中航一集团获悉，我国自行研制的大推力涡轮风扇发动机——“太行”航空发动机日前通过技术设计定型审查。“太行”航空发动机性能先进、技术成熟，可一机多用，有较大的发展潜力，是我国航空工业打基础、上水平的重点项目，对我国航空工业和国防现代化建设具有深远的历史意义。
针对不同大气条件尤其是高原和高、低温条件,及不同起动机和负载扭矩特性下涡扇发动机起动过程的数值模拟问题,给出了通用起动模型状态空间描述形式,研究了基于支持向量机的起动模型辨识和起动性能仿真方法。以某型涡扇发动机为例,给定某些条件下的起动试验数据,采用模型逐次递推的方式,估算了其它条件下的起动性能。提出的方法能够保证估算结果的准确度,适合于工程应用。
涡扇发动机炮式启动条件的理论与试验研究
埋入式进气道 涡扇发动机 炮式启动 启动条件
2003/2/27
在涡扇发动机炮式启动数学模型中考虑了埋入式进气道特性以及飞行条件对启动条件的影响因素,对与埋入式进气道联合工作的某型涡扇发动机启动条件进行了理论和试验研究。研究了不同飞行马赫数和不同攻角对发动机启动可靠性的影响。通过理论计算结果与试验数据的对比表明,存在着对涡扇发动机炮式启动可靠性起决定性的条件———临界马赫数和临界攻角。提出的启动条件成功地解决了某涡扇发动机的可靠启动问题。
涡扇发动机炮式起动数学模型及起动特性研究
涡扇发动机 炮式起动 火药起动器 起动特性
2001/10/29
利用发动机通用起动模型 ,并对通用起动模型中低压转子影响效应的考虑方法进行了改进与完善 ,通过对某型涡扇发动机起动过程的模拟计算结果与试验数据的对比表明 ,改进后的起动模型能很好地揭示影响该类型发动机炮式起动成功的主要因素 ,其中一些影响因素是通用起动模型不能够考虑到的。改进模型对采用炮式起动的其他航空燃气轮机的起动过程研究有一定参考价值。
研究了模型跟踪滑模控制在涡扇发动机控制中的应用。首先提出了一种参考模型的状态反馈设计方法，该方法可保证所设计的参考模型在满足匹配条件的同时满足系统性能指标要求；而且若被控对象可解耦，还可保证参考模型动态解耦。其次提出了一种比例积分型切换超平面的极点配置设计方法。最后应用上述两种方法设计了某型涡扇发动机的模型跟踪滑模控制器，并进行了数字仿真，仿真结果表明，所设计的模型跟踪滑模控制系统无抖振现象，且具...
大函道比涡扇发动机试车台气动力设计的特点
大函道 涡扇发动机 试车台 气动力
1986/7/10
本文简要地阐述了大函道比涡扇发动机试车间气动设计的特点;并结合民航7907试车台的建设经验,讨论了保持试车间流场均匀的极端重要性。这些经验对于我们今后设计大函道比涡扇发动机和螺浆风扇发动机试车台时,将是十分有用的。
涡扇发动机热力学分析
涡扇发动机 热力学分析
1984/1/5
本文将混排涡扇发动机拆为内外函分循环结算,以阐明各自的实际热力学功能。按定比热简化解出主要性能最有利的三个特征压气机压比,并与变比热准确解作了比较