基于飞机/发动机性能一体化的发动机控制规律优化设计方法研究

针对发动机控制规律的选取对飞机/发动机性能一体化设计的影响,基于飞机/发动机性能一体化设计方法,开展了发动机控制规律优化设计方法研究。从先进战斗机飞行任务出发,开展了飞机/发动机性能一体化设计方法研究,进行约束分析和任务分析,以起飞总重最低为目标优选飞机/发动机设计方案,验证了设计方法的合理性。采用飞机/发动机性能一体化设计方法,分别研究了不同节流比和不同控制规律设计对飞机/发动机性能一体化设计的影响。研究表明:在飞机/发动机性能一体化设计过程中,采用合理的发动机最大状态控制规律同时选取恰当的发动机节流比,可以有效扩大约束可行域,同时能够降低发动机的燃油消耗量,降低飞机起飞总重。     

污染跑道上的起飞着陆性能计算研究

为保证飞行安全,对污染跑道上飞机起飞着陆性能进行研究具有十分重要的意义。目前,相关规章还没有对污染跑道上的起飞着陆性能要求进行明确规定,但是几乎所有的飞机制造商都提供了在污染跑道下飞机起降的性能数据。通过对FAA、EASA 和CAAC 的规章以及相关资料的研究,整理了用于污染跑道上飞机起降性能的计算方法,对性能分析工作具有一定的指导意义。     

某型电动飞机起飞加速特性分析与仿真模型修正

电动飞机从加速滑跑到飞行至安全高度是一个十分复杂的过程,在计算电动飞机起飞性能时发现用近似匀加速仿真模型得到的起飞距离小于实际的起飞距离。为了准确计算电动飞机起飞性能,在 MATLAB 中建立完整起飞过程的仿真模型并分析模型与实际起飞过程的误差,通过分析电动飞机起飞过程中加速度与速度的变化规律,引入修正函数对仿真模型中的速度进行修正;以某型电动飞机起飞性能计算为例,使用修正前后的模型对起飞过程进行仿真计算,并将计算结果与飞行试验数据进行对比。结果表明：修正后的模型精度优于修正前仿真模型的精度,修正后模型的仿真结果与飞机试飞试验结果基本一致。     

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.     

民用航空发动机拐点温度的计算方法

影响民航飞机飞行安全的因素众多,其中动力装置性能为一主要因素。针对国内外民机主力机型A320系列飞机的航空发动机CFM56-5B的拐点温度进行研究。阐释高涵道比发动机拐点温度的定义,统计分析CFM56-5B系列发动机拐点温度值及影响因素。分析其对飞机实施假设温度减推力起飞的意义及实施方法,飞机运行高温高原机场的性能要求以及拐点温度对发动机实施健康评估保障飞行安全的作用。应用最小二乘法对起飞数据进行处理,分别采用平均值法和正切法计算实际拐点温度,并与理论值验证得正切法可行。     

组合循环发动机飞机/发动机性能一体化分析

采用飞机/发动机一体化分析方法,开展了两种典型组合循环发动机方案（方案一为涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机，方案二为涡轮/引射冲压/双模态超燃冲压组合发动机）总体性能对比研究。基于给定的马赫数为65巡航的高超声速飞行器的飞行任务需求,进行了约束分析与任务分析,优选出满足约束条件下的飞行器起飞推质比和机翼载荷,得到了相应的飞行器起飞总质量和海平面起飞推力,并进行了两种方案的对比研究。结果表明:在完成相同的飞行任务下,方案一的起飞总质量与方案二相当,前者比后者减小了26%；方案一的起飞推力比方案二高出103%；基于涡轮发动机水平,方案一和方案二分别需要采用两台海平面起飞推力为129kN和119kN量级的涡轮发动机。此外,飞行器起飞总质量随巡航距离增加而显著增加,巡航距离为4000km时,两种方案的起飞总质量将达到85t左右。      

基于直升机飞行性能需求的涡轴发动机设计参数选取方法研究

以直升机性能计算方法为基础,辅以考虑尺寸效应及设计能力的涡轴发动机设计方法,建立了以直升机旋翼桨盘载荷及最大起飞功重比为特征参数的直升机/涡轴发动机性能约束分析模型、任务分析模型及基于直升机飞行性能需求的涡轴发动机设计参数选取模型。针对涡轴发动机部件/系统设计能力及直升机飞行性能需求,首先开展了给定涡轴发动机循环参数下的流量匹配计算,然后开展了涡轴发动机循环参数选取研究。研究表明,所建立的直升机/涡轴发动机性能约束分析模型、任务分析模型可实现给定飞行任务的直升机/涡轴发动机性能耦合设计;在给定涡轴发动机循环参数条件,由于尺寸效应,涡轴发动机部件效率受进口流量的影响,其设计点功率并不随流量等比例变化,从而使得直升机起飞总重呈现非等比例变化;在涡轴发动机循环参数选择时,在满足直升机飞行性能需求下,存在涡轴发动机耗油率与单位功率之间权衡下的循环参数选取,使得直升机起飞总重最小。     

桨扇发动机性能预测

在飞机的方案论证阶段以及尔后飞机与发动机的性能匹配过程中都需要知道桨扇发动机的性能。本文主要讨论桨扇发动机性能的预测方法,并给出计算得到的飞行特性和转速特性。 一、设计点的选取 1.桨扇发动机设计点 起飞和巡航是运输机的主要飞行任务。发动机的尺寸主要也是根据这两个飞行任务选取。以往,涡扇发动机是将海平面上的起飞条件作为设计点,只要起飞推力够了,巡航推力一定满足。但桨扇发动机由于函道比较大(>50),推力随马赫数下降很快,一般选10000米高度上的巡航马赫数作为设计点。      

IAE公司世界屋脊兑现承诺

7月24、25日,一架配备IAE公司V2500发动机的A319飞机先后成功完成了在西藏两个世界最高机场——邦达机场(海拔4330米)和拉萨贡嘎机场(海拔3570米)的验证飞行,向业内、外人士展示了在最大允许起飞重量时,当V2500发动机处于正常运行和单发运行两种情况下飞机的卓越性能和灵活性。高原地区由于地理和气候条件复杂,历来被航空制造商们用来作为验证其产品性能的试验场。以飞机发动机为例,西藏的机场都坐落在山谷中,并且海拔很高。飞机在相等全商载的情况下从机场起飞后,如果一个发动机发生空中停车,必须具备足够的推力才可以在喜玛拉雅山脉地…     

翼吊短舱形式发动机安装效应的风洞试验研究

为了确定实际飞行使用条件下,发动机状态变化时,进排气系统损失对飞机气动特性的影响,本文针对翼吊短舱形式的发动机开展了缩比模型风洞试验,分别进行了基本构型与起飞构型下,马赫数0.1、0.15、0.2,攻角0°~15°变化,5种不同发动机状态条件下的风洞试验,通过数据分析,明确了该类型发动机推/阻力划分的基本方法,分析了发动机状态变化时飞机气动特性的改变及修正方法。风洞试验结果表明：发动机状态变化对飞机升阻特性影响明显,飞机设计研发阶段不能仅对短舱通流模型,或单一发动机状态下的动力短舱模型进行损失修正,必须建立合理的推/阻划分体系,对实际使用条件下,发动机状态变化引起的进排气损失进行修正。