共查询到20条相似文献,搜索用时 62 毫秒
1.
国外TBCC关键技术及试验设备研究综述 总被引:2,自引:1,他引:1
从空气动力学角度系统梳理了TBCC发动机研究需攻克的关键技术,并论述了国外开展相关研究建设的重要试验设备。其中,关键技术主要包括进气道技术、模态转换技术、高马赫数涡轮发动机技术和尾喷管技术;试验设备主要包括单项技术攻关设备、关键部件验证设备、缩比原理机验证设备和全尺寸样机验证设备。从国外开展TBCC发动机关键技术和试验设备建设的研究中得到几点启示,可为我国进行TBCC发动机研制提供参考及借鉴。 相似文献
2.
航空发动机整机动力学研究进展与展望 总被引:27,自引:1,他引:26
对近年来航空发动机整机动力学的研究现状、进展进行了综述,包括双转子系统固有特性计算、转子-滚动轴承系统动力学、转子叶片振动、发动机机匣动力学、机动飞行转子系统动力学、航空发动机转子碰摩动力学、航空发动机转子裂纹以及整机动力学等.最后对航空发动机整机动力学今后工作研究的方向进行了展望. 相似文献
3.
针对燃气轮机燃烧室火焰筒中的甲烷-空气贫燃料预混燃烧问题,给出了基于八步化学反应动力学机理的数学模型。以某型航空发动机燃烧室火焰筒为例,对甲烷-空气贫燃料的预混燃烧进行数值模拟。研究结果表明,基于八步化学反应动力学机理的数值模拟方法,可以比较准确地反映燃烧产物的形成过程,在分析航空发动机燃烧室火焰筒内的贫燃料预混燃烧问题时具有较强的实用性。 相似文献
4.
5.
国外第四代歼击机发动机的特点和我们应如何发展的几点意见 总被引:4,自引:0,他引:4
本文主要论述国外第四代歼击机发动机的主要特点,以及国外航空发动机的发展计划,一是现役航空发动机继续改进、一是美国的IHPTET计划。最后,对我国2000年左右在航空发动机研制上应如何发展谈了自己的看法。 相似文献
6.
转静件碰摩是航空发动机中常见的故障现象,对发动机的安全可靠运转具有重要影响。从力学本质上,碰摩具有多物理场耦合、跨尺度和强非线性特征,碰摩结构的动力学行为极为复杂。主要以航空发动机工程需求为出发点,介绍了航空发动机中碰摩类型、碰摩力学效应及其引起的结构件损伤或失效形式;从碰摩局部力学模型和整体力学模型两方面梳理了碰摩动力学建模的主要成果;阐述了转子、叶片-盘-机匣、旋转壳体等结构件在碰摩过程中的非线性动力学行为的研究进展。对今后航空发动机碰摩研究的发展方向和工作重点进行了展望,提出要进一步完善和发展碰摩局部力学行为、跨尺度力学模型和非线性碰摩动力学特性相关理论技术,并针对当前工程亟需建立转静件碰摩损伤评估与危害度评价方法。 相似文献
7.
8.
动力传输系统是航空发动机设计的重要组成部分。结合航空发动机动力传输系统技术的应用与研究,介绍了国外发动机动力传输系统的技术特点。结合中国发动机动力传输系统技术的实际,从动力传输系统的设计原理、系统组成部件和系统检测等几个方面对中国发动机动力传输系统的发展现状进行了分类描述和分析;指出了发动机动力传输系统存在的主要技术问题,同时阐述了未来航空发动机动力传输系统的技术发展方向。 相似文献
9.
周群 《民用飞机设计与研究》2011,(2):65-69
介绍了航空发动机润滑油技术标准的发展历程,分析了国外航空润滑油的发展趋势和认证流程,研究了国产航空发动机润滑油在国内民用航空市场应用的渠道;明确了国产航空发动机润滑油达到国际先进水平所需要进行的工作。 相似文献
10.
《燃气涡轮试验与研究》2020,(2)
<正>推力是航空发动机最主要的性能指标之一,对其进行准确测量对于发动机研制与性能评定具有重要意义。发动机推力通常通过地面台架试验直接获取,目前普遍使用基于稳态模型的方法测量。由于该方法的测量值包含了动架的振动干扰、惯性干扰和运动阻尼干扰,使得发动机稳态时测量结果包含有波动干扰、过渡态时测量滞后,影响发动机稳态和过渡态性能评估。为满足航空发动机高空模拟试验中推力高精度、快速测量要求,国外对此开展了推力测量动力学特性研究、动态测量特性检验试验及测量结果数字补偿等研究,实现了推力的动态测量。国内在航空发动机动态推力测量方面还未见相关报道。本期《一种改进的航空发动机高空模拟试验推力测量方法》一文,通过建立高空模拟试验推力测量稳态模型和动态模型,对试验振动的影响进行仿真分析和试验验证,提出了对测量动架振动进行在线补偿的动态推力测量方法。并从测量不 相似文献
11.
有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题 总被引:3,自引:1,他引:2
有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。 相似文献
12.
13.
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
14.
NING Guo-dong ZHANG Shu-guang FANG Zhen-ping 《中国航空学报》2007,20(1):1-8
A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method. 相似文献
15.
LUO Cheng LIU Hua YANG Jia-ling LIU Kai-xin 《中国航空学报》2007,20(3):230-235
Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks. 相似文献
16.
17.
波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面:电子化(e-Enabled)运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境(GCE)。 相似文献
18.
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
19.
The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow 总被引:1,自引:0,他引:1
This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation. 相似文献
20.
基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展 总被引:3,自引:0,他引:3
总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。 相似文献