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基于最小成本的巡航马赫数计算分析 总被引:1,自引:0,他引:1
巡航速度是飞机重要的性能参数之一,波音等飞机制造公司的性能软件可以计算基于最小成本的巡航马赫数,但考虑的影响因素不全面。给出了最小成本巡航马赫数计算的通用方法,编制了FORTRAIN语言程序进行计算,分析了成本指数、风速、温度、质量等对经济巡航马赫数的影响。为制作最小成本飞行计划,降低航空公司飞行成本,提供了可靠的计算方法和分析依据。 相似文献
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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65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26%;方案一的起飞推力比方案二高出103%;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。 相似文献
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航空发动机设计任务循环的选取 总被引:4,自引:0,他引:4
由某型发动机的未来使用任务推导了其设计飞行任务剖面和飞行任务混频,然后根据该发动机的高度-速度特性得出了其转速剖面。在该转速剖面下对发动机的压气机盘进行了应力和疲劳寿命计算,由计算结果得出该发动机设计任务循环的选取范围,认为:航空发动机的设计任务循环除0-最大-0、慢车-最大-慢车和巡航-最大-巡航3类循环以外,还应当包括对发动机构件疲劳寿命有较大影响的其它载荷循环,否则将造成设计载荷估计精度大大降低。 相似文献
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超燃冲压发动机二维热环境数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
对超燃冲压发动机热环境进行了研究和计算.以二维N-S方程和一维瑞利加热规律为基础, 建立了超燃冲压发动机内流场的热环境计算模型;用MacCormark预测-校正格式编写了数值计算程序;对飞行马赫数Ma=6和Ma=8两种工况的超燃冲压发动机内部热环境进行了数值模拟, 得到了发动机内部流场的温度分布和壁面热流分布;对计算结果进行了分析.结果表明, 采用二维无反应流体计算和一维加热规律相结合的方法, 在超燃冲压发动机热环境研究中是可行且有效的. 相似文献
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涡轮基和模态转换技术是需要重点攻关的高超声速飞行动力技术。美国长期把研究重点放在超燃冲压发动机技术的研发上,对高速涡轮发动机技术关注不够,以致超燃冲压发动机技术已经通过了飞行验证,而高速涡轮发动机技术还尚待成熟,两种工作模式的转换也还需要进一步验证。 相似文献
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固体火箭冲压发动机具有冲压式发动机的一般优点:长距离飞行、维持超音速、甚至在飞行终端阶段都能实现高g机动飞行.当从后勤方面考虑液体冲压发动机不适用时,和固体冲压发动机的性能及机动性不能满足要求时,固体火箭冲压发动机则具有明显的优势.由于它的能量高、可靠性好,因而非常适合于军事用途.在下一代、长距离战术导弹中,固体火箭冲压发动机的应用具有广阔的前景.在美国和苏联进行了一系列的飞行试验后,七十年代后期和八十年代初,法国和西德又分别进行了多次飞行试验.据透露,日本也将在1986年10月前后进行飞行试验.研制工作很活跃. 相似文献
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飞机的飞行过程涉及多个垂直飞行阶段,巡航阶段占了绝大部分的飞行时间、飞行距离及燃油消耗,研究飞行管理系统(FMS)巡航阶段的垂直轨迹预测算法,对于提升飞行的经济性、舒适性、安全性是非常重要和必要的。为了满足不同类型飞机之间巡航阶段垂直轨迹预测算法的通用性,提高垂直轨迹预测的精确度和可信度,提出一种适用于巡航阶段的垂直轨迹预测算法。首先,通过计算巡航阶段的速度剖面,构建预测过程中更加符合实际的大气模型;然后基于第一性原理(第一法则)的飞机模型计算所需的巡航燃油流量数据,通过设计的巡航阶段垂直轨迹预测算法逻辑,给出巡航阶段预测的垂直轨迹;最后通过地面仿真试验和空中试飞验证算法的有效性与准确性。结果表明:本文提出的基于第一性原理飞机模型的FMS 巡航阶段垂直轨迹预测算法能够预测飞机的巡航轨迹,且预测精度误差低于1%。 相似文献
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对近期有应用前景的碳氢燃料(煤油)超燃冲压发动机性能进行了计算。探讨了固定几何尺寸(不可调)的超燃冲压发动机有效推力系数、有效比冲和有效单位推力等主要性能参数变化的定量范围。计算表明,几何尺寸不可调的煤油超燃冲压发动机将可能成为巡航马赫数6左右的导弹动力装置。 相似文献
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高超声速飞行器的碳氢燃料双模态超燃冲压方案研究 总被引:6,自引:2,他引:6
以超燃冲压作动力的高超声速巡航飞行器与火箭动力相比,在M=6时,比冲增加二倍以上,与亚燃冲压相比,发动机内静温,静压低,从而减轻了结构强度负荷,简化了结构设计。这种巡航飞行器飞行速度快,突防与生存能力强,具有更大的作战能力。 相似文献
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研究了有动力通用再入飞行器的燃料最优巡航轨迹,将问题转化为求解最优稳态巡航轨迹和最优周期巡航轨迹问题。基于稳态动力学方程求解了全局最优稳态巡航轨迹,采用直接打靶法求解了最优周期巡航轨迹,求解过程均考虑了质量变化。结果表明,与全局最优稳态巡航轨迹相比,在一个周期内,最优周期巡航轨迹在燃料消耗和吸热量两个方面都更具优势,采用超燃冲压发动机和火箭发动机分别可以节省4.75%和3.96%的燃料,吸热量分别减小10.4%和5.9%。 相似文献
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液氢在高超声速航空发动机上的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了一种利用液氢作为燃料的涡轮冲压组合循环发动机的概念。该发动机可以用于推进以M3~5的速度飞行的飞机。在M3以下,发动机以涡扇模式工作,在M3以上则以冲压发动机模式工作。计算并给出了变循环涡扇发动机的性能。 相似文献
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将飞机气动特性、发动机性能以及进/排气系统安装损失等模块集成为飞机/发动机一体化计算模型。对比分析了带CDFS的双外涵变循环发动机(CDFS VCE)、带FLADE的双外涵变循环发动机(FLADE VCE),以及同时带FLADE和CDFS的三外涵变循环发动机(ACE)和混排涡扇发动机(MFTF)装于不加力超声速巡航战斗机的飞行性能。结果表明,相比于MFTF,安装VCE后,飞机的起飞重量减少3%~4%,且FLADE VCE的性能最佳,ACE次之,CDFS VCE再次之。在亚声速巡航状态,VCE进/排气系统的安装阻力较MFTF显著降低,安装耗油率降低2%~3%;在超声速巡航或超声速盘旋阶段,VCE的性能优势不甚明显。 相似文献
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基于亚燃的高超声速冲压发动机内流道研究 总被引:3,自引:0,他引:3
为了研究亚燃冲压发动机在高超声速条件下工作的性能,采用总体性能计算方法和流体力学仿真对基于突扩燃烧的高马赫数亚燃冲压发动机内流通道进行匹配设计研究,得到了其速度特性和调节特性。结果表明,设计出的亚燃冲压发动机在高超声速范围内性能良好,能够正常工作。在接力点处,马赫数Ma=3.5,高度H=12km,得到最大推力系数为0.649,此时比冲为13 801.2N·s/kg;在巡航点处,Ma=5.0,H=21km,发动机余气系数α=1.8时,得到推力系数为0.370,此时最大比冲为12 574.0N·s/kg。研究认为,最大飞行马赫数为5~6的高超声速冲压发动机采用亚燃是可行的。 相似文献