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21.
航空发动机非线性模型实时计算的迭代方法研究 总被引:3,自引:1,他引:3
针对航空发动机非线性模型将作为未来机载应用而需要严格实时性的问题,研究了求解模型的迭代方法,综述其历史发展情况,并讨论收敛性问题,同时提出一种改进应用方案,即模型在过渡态仿真时可将上一状态点雅可比矩阵直接应用于下一点计算,能够在典型应用方案基础上直接减少气动热力模型计算次数,从而提高整体模型执行效率.通过实际算例对这些应用方案进行仿真比较与分析,结果表明:①Broy-den秩1法执行效率最高,更适宜用于模型实时计算;②改进应用方案简单、有效,为进一步满足非线性模型的严格实时性要求奠定基础. 相似文献
22.
飞机设计中发动机转子碎片非包容性设计 总被引:2,自引:0,他引:2
基于一种双发常规布局飞机进行飞机设计中发动机转子碎片非包容失效设计的研究,通过研究相关适航规章,以及相关咨询通告等文件,得出第3节到第7节所描述的对咨询通告AC20-128A适当裁剪的工程方法和步骤,并在实例机型设计中进行验证,缩短了飞机研制周期的同时,也表明在发动机转子碎片非包容失效事故发生后,飞机系统及机体结构等采取的设计措施、防范措施符合相关适航条例要求,也即结构剩余的强度、灾难性事件发生概率等满足AC20-128A第10条c中的定性和定量要求,表明该型实例飞机完全满足相关适航条例的要求,并获得中国民用航空局(CAAC)和美国联邦航空局(FAA)的认可。 相似文献
23.
24.
考察了高韧性预浸料用环氧树脂体系黏度对预浸料加工工艺的影响,探讨了涂膜和预浸复合工艺参数对预浸料质量的影响,采用热熔法工艺成功制备了高柔性低面密度预浸料。评价了预浸料的质量参数,单层厚度达到(25±5)μm,具有优良的粘结性和铺覆性。力学性能测试结果表明,相对于常规厚度预浸料,高柔性低面密度预浸料复合材料的层间断裂韧性、层剪强度和弯曲强度分别提高了19%、27.7%和15.3%。微观形貌观察表明高柔性低面密度预浸料制备的复合材料具有较好的界面结合强度。 相似文献
25.
随着飞机性能和需求的提高,大展弦比高柔性机翼逐渐成为新型飞机的主要结构形式。这类机翼具有高升阻比、大变形和重量轻等特性,几何非线性效应明显。然而机翼的大展弦比高柔性会带来更大的机翼变形,而机翼大变形则会引起相关的非线性气动弹性行为。为了评估这些非线性气动弹性行为并同时降低设计风险和成本,一般要使用缩比模型进行风洞试验以研究和确认真实飞机的气动弹性特性。基于此,首先使用了传统线性缩比方法来进行缩比,通过刚度质量耦合匹配模态响应法与刚度质量解耦匹配模态响应法这2种线性缩比方法,不断优化缩比结构的设计参数来满足目标缩比值。同时,提出一种动力学有限元模型的非线性静响应-模态协同优化方法,该方法是基于等效静态载荷法的几何非线性气动弹性模型缩比方法,通过2个不同的优化子程序分别匹配全尺寸飞机的非线性静响应和模态振型。结果表明,相比于传统线性缩比模型,考虑几何非线性的缩比模型能够更好地再现全尺寸飞机的非线性气动弹性行为。 相似文献
26.
叶片式预旋喷嘴具有尺寸小,落后角大的特点。为了详细研究小尺寸预旋喷嘴的预旋性能,采用五孔探针对叶片式预旋喷嘴的出口流场进行了实验研究。测量了Ma=0.2,0.3时喷嘴出口的压力分布、速度分布和出口气流角度分布,实验获得了喷嘴的落后角和预旋效率,并进行了与实验工况相同的数值计算。通过实验获得的总压云图以及速度云图,可以发现叶片式预旋喷嘴的端壁二次流损失、尾迹损失严重,有明显的边界层分离现象。Ma=0.2时,喷嘴Re数为5.76×104,落后角2.84°,实验测得的预旋效率为0.73;Ma=0.3时,喷嘴Re数为1.06×105,预旋效率提高至0.77。实验模型端壁的影响使预旋效率实验结果偏低6.5%左右。数值结果与实验测得各参数符合较好:数值结果与测得的喷嘴出口截面平均总压、静压偏差在1%以内;出气速度、周向速度以及出气角度与实验结果偏差在4%以内。数值计算表明,叶片式预旋喷嘴的预旋效率基本不受压比影响,随Re数增大先增大后基本不变,最后基本稳定在0.85。 相似文献
27.
介绍了俯仰机动载荷减缓(MLA)在某运输类飞机缩比风洞试验模型上的应用,旨在通过风洞试验研究一种基于超静定配平原理的机动载荷控制方法。首先,对模型飞机纵向超静定配平方法进行了研究并从理论上揭示通过其减缓机动载荷的基本原理;然后,依据超静定配平原理设计了MLA控制律,通过反馈模型飞机等效过载驱动副翼偏转减小机翼载荷,同时偏转升降舵来保持飞机的俯仰机动性能;最后,依次实施了超静定配平试验,气动伺服弹性稳定性试验以及机动载荷减缓试验,分别用以确定MLA控制律参数,检查控制系统稳定性以及获取俯仰机动时的系统响应。试验结果表明:在MLA控制律作用下,机翼根部弯矩增量比MLA控制律关闭时减小了10%以上,而模型飞机的俯仰机动性能基本保持不变;MLA控制律的加入使控制增稳系统稳定性略有下降;通过超静定配平试验确定MLA控制参数的方法有效提升了MLA控制律设计可靠性,使翼根弯矩减缓量接近目标值。研究工作为运输类飞机的机动载荷控制设计与试验提供了一种可行途径。 相似文献
28.
29.
基于GasTurb/MATLAB的航空发动机部件级模型研究 总被引:8,自引:5,他引:8
基于航空发动机总体性能分析软件GasTurb及其源代码,利用动态链接库技术实现在控制系统开发平台MATLAB下直接调用GasTurb部件级动态模型,并在Simulink下建立了包含涡喷、涡扇、涡轴、涡桨在内的22种发动机类型的部件级模型库,实现了两者之间的无缝衔接.应用实例与仿真结果验证了所建模型的有效性与高度可定制性.消除了从总体性能分析阶段过渡到控制系统开发阶段存在的交互障碍,为发动机控制和故障诊断研究提供了一种灵活的仿真平台. 相似文献
30.
航空复合材料加筋板由于具有良好的力学性能,广泛地应用于航空结构中。本工作研究了航空复合材料加筋板压缩屈曲及后屈曲力学性能,首先应用工程方法对复合材料加筋板进行压缩稳定性计算,得到加筋板的屈曲载荷和破坏载荷的预估值;其次,开展复合材料加筋板压缩稳定性实验,得到实验件的屈曲及破坏形式、实验件的载荷-应变及载荷-位移关系和实验件的屈曲载荷和破坏载荷。结果表明:采用工程方法得到的计算结果与实验结果较为吻合,屈曲载荷和破坏载荷的误差分别为6.12%和9.31%,合理应用工程方法可以为实验提供较好的指导;加筋板的破坏形式为壁板的分层、鼓包和撕裂、筋条的断裂以及筋条-壁板的脱粘;屈曲比为1.65的复合材料加筋板具有较强的后屈曲承载能力;工程中可充分应用加筋板的后屈曲承载能力提高结构的利用效率。 相似文献