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以飞行模拟器为研究背景,对发动机仿真进行了分析.建立了油门杆与发动机推力、转速,燃油流量,滑油温度、压力,排气温度等模块化的数学模型;并对发动机燃油系统和滑油系统的油路进行了建模,实现了相关故障模拟. 相似文献
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航空发动机滑油系统与飞机、发动机的关联参数有限。为准确表达变工况滑油系统的热性能,通过研究发动机轴承腔热性能与转子转速及主流路温度参数的拟合关系,将主机温度、燃滑油参数作为输入,对发动机滑油系统在飞行剖面上典型飞行状态点的热性能参数进行了迭代计算;针对管壳式燃滑油散热器结构及运行特性,计算了散热器换热性能。建立轴承腔和散热器的数学模型;基于系统流动仿真平台,利用内部的二次开发环境编写出C#语言代码,开发出了适用于发动机的轴承生热模型和散热器模型,实现发动机滑油系统与发动机燃油系统及飞机热管理系统的联合计算;在航空发动机、飞机变工况输入条件下,进行滑油系统、发动机整机及飞发一体化的变工况热性能迭代计算,并与试验数据进行对比。结果表明:该计算方法误差小于5%,可较准确地反映变工况条件下的热管理相关参数,为飞发一体化热管理联合仿真分析提供可靠的数据来源。 相似文献
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航空发动机燃油系统执行机构及其传感器故障诊断 总被引:2,自引:1,他引:2
提出了基于执行机构模型和航空发动机逆模型的执行机构及其传感器单一故障诊断和定位方法.基于执行机构小闭环结构建立了3阶执行机构传递函数模型.基于两个并联的BP(back propagation)神经网络,建立了航空发动机稳态逆模块和动态补偿模块,形成航空发动机逆模型,以实现基于航空发动机输出的燃油流量估计.以执行机构模型输出和传感器输出之间的偏差为依据进行故障判别,以航空发动机逆模型输出和传感器输出偏差为依据对故障进行定位.以某型航空发动机及其燃油系统执行机构模型为对象进行的仿真,结果表明,该诊断系统可在航空发动机稳态、动态情况下准确地诊断出幅值在1.6%以上的执行机构及其传感器故障并进行定位,验证了所提出故障诊断方法的有效性. 相似文献
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分布式电推进飞机电力系统研究综述 总被引:12,自引:6,他引:6
继飞机二次能源逐步统一为电能形成多电/全电飞机之后,电推进技术成为飞机动力系统电气化的重要发展方向,有望进一步提高飞机动力系统能量转换效率、降低燃油消耗和排放,代表了航空电气化的高级阶段。飞机电力系统及相关技术是支撑电推进技术发展的重要基础。系统总结了电推进飞机的类型与发展现状,论述了飞机混合动力系统及分布式电推进系统的基本概念、特点与意义。阐述了航空电推进系统的基本结构,比较了适用于分布式电推进系统的电力系统架构,系统分析了实现电推进技术所需的高效高功率密度电机、高效大容量功率变换器和综合热管理等关键技术。小型纯电动飞机正在逐步迈向实用化,而分布式混合电推进技术是中大型飞机电气化的重要方向,仍然需要航空机电和动力系统等交叉融合与创新发展。 相似文献
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垂直发射巡弋飞行器采用由固体火箭发动机与涡喷发动机组合而成的动力系统,飞行器与动力系统一体化设计更为复杂。本文提出双质量迭代算法,通过装药质量与燃油质量的迭代计算实现垂直发射巡弋飞行器总体参数初步设计,对飞行器与动力系统的一体化设计问题进行研究,基于典型任务剖面分析了关键设计参数对于飞行器总体性能的影响规律。结果表明,飞发集成引起的涡喷发动机推力损失系数和固体火箭发动机推重比均会对飞行器总体性能产生重要影响,当推力损失系数在0.2以下时,该系数每提高0.05,起飞质量增大约3%,涡喷发动机的最大推力指标提高约5%。在总体方案设计时应尽可能降低涡喷发动机推力损失系数,并将固体火箭发动机推重比控制在4~8的范围内。 相似文献
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油电混电技术通过对二次能源系统的优化,不但可以提高能源的利用效率,还具有电推进独有的尺寸独立性优势,可以将多个螺旋桨分布式布局而无显著的效率和重量变化,在通用航空技术发展中具有极大的潜力和优势。基于固旋翼飞行器的顶层设计要求以及初始最大起飞重量的估计值,通过性能约束构造混电系统设计区间,先后得到固定翼模式动力系统和旋翼模式动力系统的初始设计参数,结合具体的飞行任务计算出电池和燃油的重量。经过多次迭代计算,并对每一次迭代获得的推进系统参数进行能量运行检验,最终确定推进系统的设计参数,包括混电系统及其各分系统重量、电池和燃油重量等。此外,在推进系统设计区间内,以功率混合度为调节变量,分析了最小化飞行器最大飞行重量(MTOM)和最小燃油消耗2种优化目标的设计差别,为不同应用场景的混电飞行器设计提供依据。最后通过对比分析,验证了设计方法的有效性。 相似文献
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提高民用大涵道比涡扇发动机的经济性以及发动机市场竞争性是当前的研究热点。对双轴直驱(ATF)、齿轮传动(GTF)和间冷回热(IAR)三个构型进行循环参数对比分析,确定不同构型发动机的技术优势。结果表明:GTF构型方案与ATF方案相比的巡航非安装耗油率降低2.5%;IRA构型方案巡航非安装耗油率与ATF构型相比降低了11.97%,与GTF构型相比降低了9.7%;相比于ATF和GTF构型,IRA构型的高压压气机和高压涡轮级数均有所减少,有效缩短了核心机长度,也降低了高压压气机的设计难度。 相似文献
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开展了燃料电池/锂电池(简称燃锂)混合动力无人机的能源管理与飞行状态耦合研究。综合顶层飞行任务规划与底层能源系统管理,以动力系统模型为耦合点联立能源系统与无人机运动方程,建立能源状态与运动状态耦合模型。针对燃锂混合最紧密的爬升过程,以迎角、转速和燃料电池的放电功率作为控制变量,建立了燃料消耗最小的能源管理与航迹规划耦合最优控制问题,研究不同爬升高度对最优控制过程的影响,并与模糊控制能源管理策略进行对比分析。针对大功率短时爬升和小功率长时巡航的典型任务特点,建立了燃锂最优混合问题。研究了最优的锂电池容量和燃料电池功率水平的混合量,以及爬升和巡航两阶段最优功率分配和飞行状态,分析了不同巡航目标高度对最优混合量和飞行状态的影响。结果表明:采用能源与航迹耦合的最优控制策略在给出最优功率流分配的同时,能够很好地兼顾飞行状态控制;对燃锂混合和飞行状态的综合优化可以有效地处理爬升和巡航阶段的能源需求矛盾,在给出最优燃锂混合量和飞行状态的同时,降低整个任务过程的燃料消耗。 相似文献
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为了提升自动变桨距螺旋桨电推进系统的整体效率,引入最优功率控制规律:自动变桨距螺旋桨电推进系统可根据飞行工况和推力需求,同时调节桨距角和螺旋桨转速两个变量,最终获得一组桨距角和螺旋桨转速的组合,使得推进系统在满足推力需求的情况下实现最小的功率消耗,最终达成飞行任务剖面内最小能耗控制的目标。为了验证方法的有效性,针对同一电推进系统,分别采用最优功率控制规律和恒速控制规律完成相同的飞行任务剖面,获得了两种控制规律下的螺旋桨推进效率、电动机效率、电推进系统总效率和电推进系统能耗数据。结果证明:相较于恒速控制规律,最优功率控制规律能够有效的提升电推进系统效率并降低能耗,完成相同飞行任务剖面的能耗降低6.3%左右。 相似文献
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齿轮传动涡轮风扇(GTF)发动机先进技术综述 总被引:4,自引:0,他引:4
齿轮传动涡轮风扇(GTF)发动机采用的1套齿轮减速机构,在保证低压涡轮高速旋转的同时,能使风扇以理想的低速旋转,从而降低了发动机的噪声与油耗。概括性地介绍和分析了PW公司GTF发动机的研制背景、设计特点与采用的新技术。 相似文献
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螺旋桨-自由涡轮涡桨发动机稳态/过渡态数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
为实现对涡桨推进系统整体推进性能的数学模型模拟,以螺旋桨/桨扇作为受飞行外流条件影响的推进系统内流部件之一,引入其特性图,用跟随流量方法解决螺旋桨-自由涡轮转子与涡桨发动机燃气发生器的流量平衡、功率平衡,发展了螺旋桨-自由涡轮涡桨发动机内流特性部件法数学模型,实现了对该类涡桨系统稳态/过渡态的数值模拟。对某8MW三轴桨扇发动机的台架转速特性和飞行任务剖面特性的数值模拟结果表明:该数学模型可以较为准确模拟出包含桨叶变动桨距角、攻角等在内的外流螺旋桨/桨扇部件工作点详细参数,和高度、速度、涡轮前温度同时变化的多条件、多变量涡桨发动机的稳态/过渡态推力、推力耗油率等特性. 相似文献