民用涡扇发动机起飞推力控制偏差分析

民用涡扇发动机的推力管理计划一般是基于理想条件并经过适当简化得到的,但在实际运行中,大气温度、气压和湿度均会对发动机的推力造成影响,从而与计划中的基准推力产生偏差。为了分析大气参数对起飞推力造成的影响,并为选择控制模式提供指导性意见,以某民用涡扇发动机为研究对象,利用Gas Turb软件计算和比较了3种控制模式下,大气温度、气压和湿度造成的起飞推力偏差大小;根据上海各月气象资料的统计值,定量给出了3种控制模式下的起飞推力偏差评估结果。     

支线客机用发动机综述

由于支线客机型号多，且其载客量、航程相差较大，因而用于它的发动机品种不一，型号也多。一般在小于40座的飞机中，基本采用涡奖发动机，仅有个别飞机采用涡扇发动机；在大于40座的飞机中，约60％采用涡奖发动机，40％采用涡扇发动机，且涡扇发动机多用于载客量较大的飞机中。一、支线客机用涡共发动机表1列出用于支线客机的几种涡奖发动机参数。可以看出，支线客机用涡桨发动机功率级小的500～1000kw左右，大的在1000～2000kw左右，最大的为AE2100，功率为3000kw，其耗油率也最低为0．25kg／h·kw；用得最多的有：PT6发动机系列（6型）…     

基于深度神经网络的客机总体设计参数敏感性分析

飞机总体主要设计参数敏感性分析揭示了总体主要设计参数对飞机特性指标的影响,有助于总体设计方案的决策。针对宽体客机总体主要设计参数敏感性问题,根据其总体主要设计参数和特性指标的特点,以及多学科间的耦合关系,建立了深度神经网络模型。该深度神经网络模型以客机总体主要设计参数为输入,对特性指标进行预测。在深度神经网络模型中,设置了多个输入层、多个输出层以及多个分块的隐藏层,从而模拟客机总体主要设计参数对特性指标的影响以及不同特性指标之间的相互作用。测试结果表明,与传统代理模型相比,深度神经网络模型对客机特性指标的预测精度更高,多参数适应性更好。利用该深度神经网络模型对客机总体主要设计参数进行敏感性分析。分析结果表明,机翼1/4弦线后掠角在30°~31.5°时,有利于减少最大起飞重量和起飞平衡场长;发动机海平面最大静推力和机翼面积对客机直接使用成本、最大起飞重量等特性指标的影响最为显著。     

BR700系列发动机发展与设计特点

BR700是宝马-罗尔斯·罗伊斯有限公司研制的,推力同62kN到102kN,用于地区和公务飞机的高涵道比涡扇系列发动机,目前正在研制的有2个型号,即推力较小的BR710(起飞推力为65kN)与推力为96kN的BR715,还将发展推力更大的BR720。BR715是我国100座飞机计划的候选发动机之一。宝马-罗尔斯·罗伊斯有限公司(BMW Rolls-Royce GmbH)是由德国的宝马(BMW)公司与与英国的罗尔斯·罗伊斯有限公司分别投资50.5％、49.5％于1990午7月成立的、注册资金为2.5亿德国马克的合资公司,该公司将从事公务飞机、支线客机发动机的发展工作,飞机辅助动力装置的研制,军、民用发动机的翻修以及其它发动机的零、部件生产工作。公司总部设在德国法兰克福的奥贝鲁塞尔,     

PW4090开始试验

ＰＷ４０９０开始试验普·惠公司正在试验它的ＰＷ４０９０涡扇发动机，这种发动机是ＰＷ４０００型最新的加大推力型，额定起飞推力４００ｋＮ，它将作为具有更大起飞重量的波音７７７－２００双发宽机身喷气式客机的动力装置。公司希望１９９６年年中得到美国联邦航空局...     

CF34系列涡扇发动机介绍及发展历程

GE的CF34涡扇发动机,其推力范围为9220-0000lbs（41-88kN）,用于公务机和支线客机。CF34系列发动机经过多年的发展,形成了CF34-3、CF34-8及CF34-10系列。首先对GEAviation的CF34系列涡扇发动机诞生的历史背景和研制过程进行了介绍。对CF34系列发动机的发展历程和技术创新进行了综述,罗列了装配CF34发动机的飞机型号。最后介绍了CF34系列发动机的最新发展趋势。     

用于波音777的GE90发动机研制,设计特点

GE90是美国通用电气(GE)公司为双发大型客机B777研制的特大流量比、特大推力的涡扇发动机。由它的名字GE90可以看出,这是GE公司在90年代研制的一种全新发动机。波音公司于1990年初提出研制一种双发大型客机,用以填补B747—400与B767—300两型飞机间的空     

大中型民用飞机起飞总重估算方法研究

推导了基于发动机推力估算起飞总重和基于旅客座位数估算起飞总重的公式。通过多种大中型喷气式民用客机相关参数的统计值,建立起飞总重对相关参数的多元回归分析模型,通过显著性检验,说明模型是有效的,并据此建立了新的起飞总重估算公式。通过算例结果分析表明,新的起飞总重估算公式具有很高精度。在新机的方案设计阶段若能给定此公式所需的相关参数,可以计算得到相对合理的设计起飞总重值。     

CJ828大型客机平衡场长分析

起飞性能是大型客机飞行性能技术要求的重要组成部分,从平衡场长角度对大型干线客机CJ828的起飞性能进行估算分析.在海平面和高原气候下,对“加速-起飞”和“加速-停止”两种情况的飞机起飞场长进行计算,计算不同情况下的平衡场长和失效速度.针对拉萨贡嘎机场,评价高原起飞性能.从起飞重量、机场高度、发动机推力和机翼面积四个角度分析平衡场长的影响因素.最终确定CJ828起飞性能.     

基于发动机与飞机的藻基航空燃料全生命周期分析

讨论了基于发动机类别及其飞机的藻基航空替代燃料与常规航空燃料对全生命周期的影响。基于GREET（the greenhouse gases,regulated emissions,and energy use in transportation）模型,依据平均载荷、最大航程,将民航客机分为单通道窄体、双通道中型、双通道大型、巨型、支线和公务机等6类。起飞、爬升、进近、滑行、巡航过程的燃料消耗及排放采用国际民用航空组织、美国NASA-AAFEX实验、欧洲EASA适航条例提供的数据。计算了6类发动机-飞机的气体排放、能量消耗情况。在双通道大型客机中藻基航空替代燃料制备过程的温室气体排放仅为0.2351g/(kg·km),原因为该类客机与小型飞机相比有更好的发动机效率和运输效率。然而由于起飞降落过程排放比例较大,单通道窄体客机在航程上对温室气体排放变化更为敏感。      

高经济性静音中航程民机设计方法讨论

 人们已愈来愈重视工业产品对环境的影响。人们直接感受民机对环境的影响首先是机场周边的噪声。静音飞机预案的研究目标是设计一种飞机,在机场周边听不见其响声,且油耗和排污指标优于现有的和正在设计的其他飞机。通过介绍SAX（Silent Aircraft eXperiment）三代概念机的研究进程,讨论了静音飞机设计的方法和使用的关键技术,包括具有一定准确度的快速翼身融合体准三维设计方法;具有最佳中央体外形的融合体气动外形设计;可平滑下弯的外翼前缘和后缘刷;分布、埋入式多风扇可吞吸边界层的发动机组;喷口截面可变的推力矢量喷管;先进的隔音衬管;整流的起落架等。最终的概念机SAX-40实现了在机场周边的最大噪声计算值为61 dBA,接近于稠密居民区的背景噪声,且使机场周边的人们不易感觉到飞机的起飞/进场。其油耗经济性亦达到了124座 哩/加仑的优异指标。     

Integral method for calculating a turbofan engine thrust reverser jet interacting with an external stream

An integral method is proposed for calculating a jet propagating from the turbofan engine thrust reverser and interacting with a stream formed as a result of the after-landing aircraft run. The calculation results for the PS-90 engine are presented. The calculation data obtained show that the mathematical model developed adequately describes a qualitative pattern of main parameter variation in the sector jet propagating in a stream.     

舰—机适配条件对舰载机滑跃起飞性能的影响

针对不同舰-机适配条件下舰载机起飞安全性的问题,建立了飞机滑跃起飞动力学分析模型,用数值方法分析了飞机起飞质量、甲板参数、舰船航行速度等因素对飞机滑跃起飞性能的影响。仿真结果表明：舰载机起飞质量增大会减小其离舰爬升率;平直甲板越长或斜甲板出口倾角越大,离舰爬升率越大;但是出口倾角太大时,会使飞机离舰迎角超出限制;增大舰船的行驶速度,可以缩短舰载机起飞所需甲板的长度。     

基于循环参数分析的涡轮基组合动力系统用高速涡轮发动机构型方案

在涡轮基组合动力系统的使用场景中,高速涡轮发动机为了实现起飞、跨声速、模态转换等状态下的性能指标,需要扩 展使用速域范围,兼顾多状态推力性能,对于发动机构型和循环参数选取提出了特殊的要求。开展基于循环参数分析的高速涡轮 发动机构型方案设计,通过分析高速涡轮发动机在不同速域下的使用需求,明确发动机的技术特征,并从性能、结构、技术发展趋 势等多角度对高速涡轮发动机构型进行分析,针对双转子涡扇构型的高速涡轮发动机开展循环参数分析,明确压比、涵道比和涡 轮前温度对发动机不同工况性能的影响。结果表明：变循环是高速涡轮发动机的理想构型方案。现阶段应基于双转子涡扇构型 逐步集成变循环特征部件,并通过合理的循环参数匹配,实现高低速性能的兼顾。     

戽斗式反推力装置气动特性数值仿真研究

在发动机短舱系统上设计反推力装置是民用飞机减小着陆滑跑距离、减轻起落架刹车系统负担的重要手段,对于主体不易更改的发动机而言,戽斗式反推力装置具有原理简单、实施方便等优点,是较好的设计选择形式。 戽斗包角是此类反推力装置设计中的重要参数,对反推性能有较大影响。 为了全面研究不同戽斗包角对反推性能的影响规律,基于某型涡轮风扇发动机设计了戽斗式反推力装置初步方案,并对反推力装置工作时的流场分布进行了数值仿真研究,着重分析了反推力及反推效率的变化情况。 研究结果表明:在所研究的角度范围内,随着戽斗包角逐渐增大,反推力及反推效率先增大后减小,包角为 110°时,反推效率最高;但是,在接近于停机状态的小速度条件下,戽斗包角相对较小时,反向排气流会被大量吸入进气道内,从而影响发动机的正常工作;通过对比不同方案的计算结果,给出了戽斗包角的设计建议值,可为反推力装置的详细设计及后续工程应用提供参考。     

FAA污染跑道运行飞机起飞性能数据适航要求

针对FAA发布的AC25-31 Takeoff Performance Data for Operations on Contaminated Runways进行了研究,内容包括污染道面类型及定义、污染道面起飞性能要求、污染道面起飞性能验证、污染道面中断起飞反推的使用等,同时对CAAC、EASA和FAA对飞机在污染跑道上运行时飞机起飞性能要求进行了分析对比,供飞机设计及适航审定参考使用。     

动力增升对翼身融合飞机沉降特性的改善

翼身融合体飞机起降阶段的“沉降问题”是影响该类布局飞行安全的典型问题，为此提出了一种将动力风扇竖直嵌入机翼中的动力增升方案。分析了动力增升系统对飞行的气动影响，提出了动力增升系统的匹配设计和评价方法，探讨了动力增升系统布局的主要约束。在综合考虑动力增升系统推质比、俯仰力矩配平以及操稳特性等限制因素基础上，基于示例翼身融合体无人机，匹配设计了动力增升系统及其布局方案，针对过渡飞行状态设计了姿态稳定控制律。飞行试验表明:使用动力增升能缓解进近阶段升降舵操纵所引起的下沉率突增与高度沉降现象，同时可将验证机的起、降速度降低20%以上，且该方案易于在小型翼身融合体飞机上实现。