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针对某型叶栅式反推力装置,开展了气动性能数值预测的研究工作。采用本文提出的数值计算方法,在不同落压比下反推力预测值与实验值最大相差8.2%。流场速度等值线分布展示反推力装置叶栅内部流动特征.叶栅叶盆处的旋涡和叶背处的失速是导致气动性能下降的不利因素。大量数值计算结果揭示了叶片进入角、出流角、稠度等结构参数对轴向反推力、流量系数、总压恢复系数的影响规律。在本研究范围内,叶片进入角54°、出流角135°、稠度1.3的叶栅几何结构综合气动性能最优。 相似文献
424.
针对现代网络通信量不断地增大以及蚁群算法在解决路由问题时存在的一些不足提出了基于改进蚁群算法的路由优化算法。该算法将蚁群系统的特点和流量工程的思想相结合对基本的蚁群算法进行了3方面的改进:将路由器的缓冲队列的利用率加入下一结点选择的标准;采用链路的利用率做为全局更新信息素;选择多条路径来进行数据传输。仿真实验结果表明该算法可以实现网络负载均衡,降低拥塞发生的可能性,提高了网络资源的利用率。 相似文献
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426.
基于三维雷诺平均Navier-Stokes方程对轴对称矢量喷管内流场进行了数值模拟,分析了不同落压比下轴对称矢量喷管有效喉道及流量系数随矢量偏转角的变化规律.研究发现:矢量偏转角超过一定值时,轴对称矢量喷管有效喉道位置发生倾斜,有效喉道面积减小,流量系数降低,矢量偏转角越大落压比越低,流量系数降低幅度越大.根据研究结果提出了一种针对矢量偏转状态的轴对称矢量喷管有效喉道调节方法,方法以落压比和矢量偏转角为输入参数,考虑了轴对称矢量喷管几何喉道面积调节前后流量系数的变化.该调节方法能够为发动机控制系统提供更精准的输入,提高控制精度,矢量偏转前后流量相差不超过0.4%,调节时间缩短至少10%,可为推力矢量发动机工作状态调节提供参考. 相似文献
427.
对大涵道比涡扇发动机叶栅式反推力装置,利用CFD技术,展示了叶栅式反推力装置开启后的流场流动特征,计算分析了飞机着陆滑跑马赫数和侧风速度对发动机进气道重吸入特性的影响.结果表明:在无侧风影响时,进气道对反推力气流的重吸入现象随着滑跑马赫数的增加而逐渐减弱并消失,重吸入特征参数值随着滑跑马赫数的增加而减小并达到允许值,该临界滑跑马赫数为0.08;在侧风环境中,侧风使得反推力气流在发动机一侧进入发动机进气道,导致风扇进口截面的总温畸变增大,重吸入特征参数值随着侧风速度的增加而增大,侧风的存在使得反推力装置关闭的临界滑跑马赫数从不存在侧风时的0.08提高到0.12. 相似文献
428.
构建航班延误评价指标体系,提出一种灰色多层次综合评价数学模型,对航班延误进行风险评价,能给机场以及航空公司提供比较可靠的判断依据。 相似文献
429.
从精细化、规范化管理使用发动机的角度出发,针对航空发动机减推力起飞在可靠性和安全收益指标的贡献度量化评估问题,提出了一种基于性能退化分析的可靠性收益评估方法。建立了单个性能参数Wiener退化量模型,并利用Copula函数进行二元相关性能参数退化量建模,提出了基于Copula函数和Wiener退化过程的二元相关性能可靠性模型。将模型应用于实例分析,通过发动机执行减推力和未执行减推力时的性能退化数据,定量地分析了执行减推力起飞技术对可靠性和在役寿命方面的贡献度,并将文中提出的方法与基于单参数的性能可靠度函数以及二元独立性能参数的性能可靠度函数进行对比分析。结果表明,执行减推力起飞技术的发动机在运行中有更高的安全裕度,在役寿命平均延长了23%左右。 相似文献
430.
针对涡喷发动机转速摆动问题,在已知燃油调节器中的转速闭环控制器为比例积分控制规律的基础上,根据非线性微分方程,采用小偏差线性化方法,推导了比例系数的动态数学模型,得到了决定比例系数的关键因素。建立了燃油调节器与发动机模型的联合仿真Simulink模型,仿真分析了比例系数对转速稳定性的影响。结果表明:原设计参数在大状态时转速稳定性较差,通过减小杠杆比可提高系统稳定裕度,减小转速摆动量。根据仿真结果加工了杠杆比减小的杠杆,半物理试验表明改进后,原来有规律的正弦摆动现象消失,转速N1最大摆动量由原来±0.38%减小到±0.24%,满足不超过±0.3%的指标要求。 相似文献