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1.
提出了一种变几何涡轮增压器用于发动机高空恢复功率的方法,并对其调节规律和相关特性进行研究。依据涡轮流动模型,分析了相同工况下不同喷嘴环开度对涡轮增压器工作的影响。在GT-POWER中建立了变几何涡轮增压发动机模型,通过全高度下不同工况的仿真分析,验证了变几何涡轮增压发动机恢复海平面功率的应用。结果表明,匹配了变几何涡轮增压器的发动机能够显著提高发动机高空可调范围,其使用升限从5 km提升到了6 km,对变几何涡轮增压器应用于恢复功率与喷嘴环开度的调节规律具有指导意义。 相似文献
通过对某航空活塞增压发动机仿真分析与实验研究,以使用高度上可调节范围作为该类发动机使用升限的一般标准,依据其工作过程和控制规律探讨了使用范围变化的内在原因,提出了与压气机、涡轮参数有关的方程.为提高动力性能,设计了匹配良好的二级增压系统,依据该标准仿真分析了其极限高度与使用升限的可调范围,并给出进一步的改进建议. 相似文献
3.
活塞式航空发动机二级涡轮增压系统匹配分析 总被引:8,自引:1,他引:7
针对高空小型飞机的动力要求,对某一级增压的活塞式航空发动机进行了二级增压系统的匹配设计分析.利用AVL boost软件建立了原发动机的一级增压模型,并根据实验数据进行了校核.在原机模型的基础上,建立了二级增压发动机模型,并且进行了匹配计算.计算结果给出了发动机不同海拔高度下的运行情况,分析了发动机主要参数对性能的影响.研究了旁通阀对二级增压系统的调节规律,确定了高低两级压气机总压比随发动机海拔高度的变化趋势.结果表明,二级增压系统能够为发动机提供足够的进气充量,保证在大气密度降低后发动机还可以产生要求的功率,取得了预期的效果. 相似文献
4.
在现代大型客机系列的设计中,机翼常作为通用模块,在每个型号上使用.针对各个型号因使用任务要求不同而使得对机翼气动特性需求不同的问题,引入设计权重,提出机翼气动特性匹配设计概念,建立了机翼气动特性匹配设计模型.并分析了设计权重的不确定性对机翼气动特性的影响,建立了稳健匹配优化设计模型,最终完成某高亚音速客机系列机翼气动特性稳健匹配优化设计.研究结果表明:与传统优化方法相比,稳健优化设计能够减小飞机系列中机翼在各型号上的气动特性差异,降低了设计权重的不确定性对机翼气动特性的影响, 提高了飞机系列的气动性能. 相似文献
5.
航空泵加速寿命试验台功率回收率的分析 总被引:1,自引:0,他引:1
航空泵加速寿命试验具有试验时间较长及功率消耗多的特点,针对这类问题,提出了采用基于功率回收原理的机械补偿功率回收方法来节约能源;研究了试验系统实现功率回收必须满足的流量匹配条件;从理论上推导了功率回收率的计算公式;分析了影响系统功率回收率的因素.通过试验方法,验证了不同的工况下功率回收率的影响因素,并且分析了功率回收率的实际值与某工况下的理论计算值存在差距的原因.研究结果表明:该类功率回收方法显著降低了加速寿命试验过程中的功率损耗,具有显著的节能效果. 相似文献
6.
发动机-变量泵-变量马达驱动系统分层控制 总被引:1,自引:1,他引:0
为充分发挥工程车辆用发动机及液压系统的工作性能,并同时提高其在动态条件下的功率传递效率,对发动机-变量泵-变量马达(三变量)组成的串联型液压驱动系统控制策略进行研究.对驱动系统各个部分进行参数匹配,确定各环节的额定计算工况; 提出自适应分层控制策略,以系统效率最大化为目标,主动调节发动机、变量泵以及变量马达的工作点,主动适应负载功率需求.在MATLAB/Simulink软件中对系统进行后向建模,仿真结果表明,所提出的控制策略能够有效地保证系统高效率的功率传递,通过优化发动机工作点降低油耗. 相似文献
7.
航空活塞发动机涡轮增压技术的应用大幅增加了动力系统的复杂性,与增压器相关的安全问题日趋严峻。以某型航空活塞发动机及其两级增压器为对象,聚焦失效诱因的判断方法研究,在建立的整机系统模型基础上,提出一种改进的对应分析法实现对增压器失效模式关键影响因素的分级。结果显示:通过列轮廓坐标随关键影响因素的数值偏离程度表明影响大小的分级方法,可以有效辨识出失效的关键影响因素,废气阀直径是影响各工作边界安全裕度的首要因素,需首先加以控制。 相似文献
8.
线性可调汽蚀文氏管设计与数值仿真研究 总被引:1,自引:0,他引:1
可调汽蚀文氏管是变推力火箭发动机实现推进剂流量和推力大范围调节的关键部件.在设计线性可调汽蚀文氏管模型的基础上,采用基于Rayleigh-Plesset方程的混合流体模型,进行了相关的数值分析.计算结果表明:设计的线性可调汽蚀文氏管可以实现流量的大范围调节,并且流量与调节锥行程呈线性变化关系,满足设计要求. 相似文献
9.
大型军用运输机的飞行航迹优化 总被引:1,自引:1,他引:0
军用运输机通常在紧急情况下执行空运任务,应以时间成本作为此类飞机垂直剖面飞行航迹的优化指标.将飞行时间按上升、巡航和下滑3个阶段进行分解,采用能量状态法简化飞机质点运动方程,将优化指标转化为等效能量形式.优化巡航段参数,采用最小值原理分别完成纵向最优剖面上升和下滑飞行航迹的优化.仿真结果表明:军用运输机在上升段采用各高度的最大可用速度上升,在低于升限的某高度以最大飞行速度巡航,在下滑段采用各高度的最大可用速度下降时,全剖面飞行时间最短.研究结果对提高大型军用运输机在可能存在威胁的前线环境下的运输效率和飞行安全性等均具有一定的实用参考价值. 相似文献
10.
积冰对飞机操纵性的影响与仿真 总被引:2,自引:1,他引:1
采用积冰程度参数描述积冰对飞机气动参数的影响;将积冰程度参数引入飞机六自由度非线性动力学模型,建立了随积冰严重程度而变化的时变飞机仿真模型,并以此为基础设计了高度保持模式和滚转角保持模式两种飞机自动驾驶闭环仿真系统.通过与飞行试验数据对比,验证了仿真模型的正确性.在一定的飞行条件和积冰遭遇情况下,对开环和闭环飞机的飞行进行了仿真计算和分析.仿真结果表明:积冰对飞机的配平特性、响应特性以及自动驾驶性能均造成不良的影响,对飞行安全构成了一定的威胁. 相似文献