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姚莉君 《民用飞机设计与研究》2021,(3):49-55
面对不同的市场需求,民用飞机通常在取得型号合格证之后,通过改装,形成公务机~([1])、遥感机、海监机等在内的特种飞机。大航程、长航时是众多特种飞机的重要特点。民用飞机通常在货舱内加装辅助燃油箱~([2-3])以增加额外的燃油存储空间,增加载油量,从而增大航程。然而辅助燃油箱内的燃油不直接供给发动机,需在巡航阶段将辅助燃油箱内的燃油转输至基本燃油箱内,通过基本燃油箱内供油系统供给发动机~([4-8])。转输动力可以来自转输泵或者闭式通气增压系统,即辅助燃油箱与基本燃油箱产生一定的压差,通过该压差将燃油转输到基本燃油箱内。然而不同的转输口位置,将会导致燃油转输的控制逻辑不同。基于某民用飞机的基本油箱构型,通过不同的转输口位置分析,给出较为合理的转输口位置。 相似文献
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涡轮增压是提升船用柴油机燃油经济性、排放性及动力性的核心关键技术。船舶动力排放与燃油经济性法规日趋严格、智能化发展趋势日趋明显,推动船用柴油机涡轮增压技术向高增压、高效率、柔性化和电动化等方向快速发展。本文分别从涡轮增压系统与涡轮增压器部件角度,对国内外主要船用柴油机增压技术的基本原理、主要特性、应用机型等内容进行了详细阐述,重点分析两级涡轮增压、相继增压、可变涡轮增压和机电负荷涡轮增压等增压系统技术,以及高效宽域涡轮增压部件技术,展望了船用柴油机增压技术发展趋势。 相似文献
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南京机电液压工程研究中心 《国际航空》2011,(3):38-40
现代飞机的燃油系统是一个由若干相互关联的子系统组成的综合系统,其中包含有油量测量及指示、发动机燃油供给、燃油转输、输油顺序控制、油箱通气增压、空中及地面加油和放油、油箱防火防爆以及冷却等系统. 相似文献
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二冲程汽油机高空增压功率恢复计算研究 总被引:2,自引:2,他引:0
通过地面试验与高空仿真模拟相结合的方式对二冲程汽油机高空增压功率恢复性能进行了研究.建立了二冲程增压汽油机的仿真计算模型,分析了二冲程汽油机排气系统的特性.针对性的设计了排气管系,合理调整排气管的长度以及收缩膨胀比,促进了汽油机的扫气过程,弥补了加装增压器带来的排气背压增大缺点.研究了增压后的汽油机在不同海拔处的功率和油耗特性,其输出功率与燃油经济性比原机都有所改善,能够适应高空的工作条件. 相似文献
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针对民用涡扇发动机燃油系统工作环境恶劣、性能衰退情况频发、表征健康状态的量化指标缺乏的现状,通过机理分析
对发动机燃油系统关键部件(燃油计量装置、压差控制器、主燃油泵和增压关断活门)的健康指标选取策略进行了研究。基于已验
证的某型民用涡扇发动机燃油系统AMESim模型,注入计量活门内泄漏、电液伺服阀零偏增大、压差活门内泄漏、主燃油泵外泄漏
等典型的性能衰退模式进行了性能衰退仿真,并根据燃油系统可测量信息选取了计量活门组件、压差控制器、主燃油泵等作为特
定性能衰退模式的健康指标。仿真结果表明:所选取的健康指标对于典型性能衰退模式表现出了良好的监测能力,可作为燃油系
统健康状态量化指标评估标准,为燃油系统健康管理和视情维修策略的制定提供参考。 相似文献
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基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明:该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。 相似文献
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通过对Boltzmann方程碰撞积分进行模型化处理,提出了统一描述各流域复杂高超声速流动输运现象的气体分子速度分布函数控制方程,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造出直接求解分子速度分布函数的气体动理论耦合迭代数值格式,研制了复杂飞行器高超声速绕流气动热力学计算模型。基于对气体动理论数值计算方法内在并行性、变量依赖关系、数据通信与并行可扩展性的分析研究,使用区域分解并行化方法提出了新型的气体动理论数值算法并行方案;研究了数据的并行分布与并行执行特征,开展了大规模的并行化程序设计,构造了可稳定运行于成千上万CPU的高性能并行算法,用以模拟各流域复杂飞行器的高超声速绕流问题。以稀薄流到连续流环境下不同Knudsen数、不同马赫数的可重复使用类球锥卫星体及翼身组合复杂飞行器等气动力、热绕流问题为研究对象展开大规模并行计算,并进行算法验证,所得计算结果与理论分析、直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)的模拟值及有关实验数据吻合较好,揭示了飞行器跨流域高超声速下的复杂流动机理与变化规律,提供了一条能够可靠模拟高超声速飞行器跨流域气动力及热问题的统一的算法应用研究途径。 相似文献
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Abnormal Shape Mould Winding 总被引:1,自引:0,他引:1
Fu Hongya Wang Xianfeng Han Zhenyu Fu Yunzhong 《中国航空学报》2007,20(6):552-558
为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。 相似文献
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航天器返回地球的气动特性综述 总被引:4,自引:0,他引:4
航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。 相似文献
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基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计 总被引:4,自引:1,他引:3
提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。 相似文献
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Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness. 相似文献
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IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired… 相似文献