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201.
基于航空发动机主燃烧室扇形试验,针对点火喷嘴特性以及火焰筒大孔射流的改变对主燃烧室性能的改善情况进行了研究。试验中进行了点火用喷嘴匹配方案对燃烧室熄火性能,以及火焰筒大孔面积变化对燃烧室贫油熄火、燃烧效率和出口温度场性能影响的研究。研究结果表明:在供油系统设计中采用放大型点火喷嘴可改善主燃烧室贫油熄火性能;增大火焰筒主燃孔的面积可提高燃烧室的燃烧效率,改善出口温度场分布,而贫油熄火特性将变差;增大掺混孔的面积可提高燃烧室的燃烧效率,改善出口温度场分布,拓宽燃烧室的熄火动界. 相似文献
202.
203.
204.
为了探究障碍物对脉冲爆震火箭发动机在无阀自适应工作方式下性能的影响,采用汽油为燃料,富氧空气为氧化剂,开展了工作频率为20Hz的无阀式多循环实验研究。实验中使用Shchelkin螺旋、螺旋凹槽、环形凹槽和孔板作为障碍物,并分析了其对起爆和推进性能的影响。研究结果表明,Shchelkin螺旋、螺旋凹槽和环形凹槽在阻塞比BR=0.36,0.46和0.56时都可实现PDRE的稳定工作,孔板在BR=0.56时无法实现爆震的起始;Shchelkin螺旋的DDT距离和DDT时间最短;实验测得的平均推力较理想流动模型理论值有13.3%~39.3%的亏损,BR=0.36的Shchelkin螺旋推力损失最小;螺旋凹槽与环形凹槽的DDT距离和DDT时间较长,没有明显的推力增益。 相似文献
205.
目前,国内外对于民用飞机大气数据系统的研究多集中于大气数据计算机和皮托管气动特性方面,而鲜有关于大气数据模块对大气数据系统提供有效数据的研究。为了研究大气数据模块对民用飞机压力管路和数据精度的影响,以机上管路和高度参数建立模型,对大气数据惯性基准系统中大气数据模块的组成结构、工作性能进行分析,得到 CRJ200、G450 和 G550 三种机型的大气测试数据,并找到造成不同误差范围的原因。结果表明:装有大气数据模块的 G450 和 G550 机型能够有效提高飞机的渗漏精度,实时反映民用飞机的大气数据信息;大气数据模块的使用对管道变形、渗漏以及数据精度等问题有重大改善,可为民用飞机大气数据系统设计提供参考。 相似文献
206.
为获取带有闭式布雷顿循环的预冷发动机的飞行包线及性能,同时为提高发动机工程实现可行性,本文基于带有闭式布雷顿循环的预冷发动机基础循环及现有部件技术水平,构建了一种适度预冷发动机方案。对该方案下发动机沿着SABRE3飞行轨迹下的性能和部件匹配规律进行了分析。然后通过对发动机的高度、速度、调节特性进行研究,得到了该方案下发动机的飞行包线及整个包线内的性能。计算结果表明,本文所提出的适度预冷方案与SABRE3方案相比,核心机的比冲基本相当,但单位推力有所降低,工程可实现性提高;通过分别控制氦循环最低、最高温度为目标值,可保证发动机各部件在马赫数0~5的整个飞行过程中均处于稳定工作区间内,发动机比冲在1359 s~2099 s之间,地面点单位推力最大,达到1.9 kN/(kg/s);特性研究发现发动机推力与比冲在高度0~15 km、马赫数1~3之间最高,而单位推力最高的区域主要集中在包线的左侧低马赫数区,随马赫数的增加逐渐降低;发动机对氦压气机前温度的调节十分敏感,而对氦涡轮前温度的调节敏感性较低。综合研究表明,本文所给出的适度预冷方案的预冷发动机具有较好的宽域工作能力。 相似文献
207.
以同轴六分支分扭人字齿轮传动系统为研究对象,依据各齿轮受力状态建立该系统的静力平衡方程。考虑到制造误差和安装误差及输入输出轮浮动导致的错位,基于当量啮合误差理论,分析误差的存在性,最后根据系统功率闭环特征建立系统变形协调方程,形成了同轴六分支人字齿轮传动系统静均载分析方法,并结合实例求出系统各齿轮之间静均载系数及分支静均载系数。研究结果表明:在无误差或各齿轮误差均相同为常值时,第Ⅰ级各齿轮静态啮合力为1.773×105 N,第Ⅱ级各齿轮静态啮合力为3.673×105 N,系统具有很好静均载性能,系统分支静均载系数为1,该系统构成功率闭环误差可相互抵消;制造和安装误差幅值同时作用为50 μm时,求得制造误差下分支静均载系数变化幅度比安装误差下分支静均载系数要大,可知制造误差对系统静均载性能影响程度要大;分扭和并车误差幅值同时作用为50 μm时,并车级比分扭级静均载性能更容易受误差的影响,因此输出构件应该有浮动量。综上所述,随制造或安装误差增大或减少,都会对系统静均载性能造成不良的影响,其研究成果可为同轴减速器传动系统制造误差和安装误差精度确定,均载系数确定提供科学依据。 相似文献
208.
开展了采用RP-3燃油和RP-5燃油的涡轴发动机高低温起动性能对比试验。分析了不同环境温度下转子的阻力矩和电动机扭矩的变化规律,指出了当前计算方法的局限性;对比了环境温度、燃油种类、燃油流量对发动机起动性能的影响,摸索出了该型发动机低温起动极限温度。试验结果表明:随着温度降低,滑油黏度增大,转子阻力矩增大,发动机带转转速和转子自转时间显著降低;在极限低温条件下,两种燃油对涡轴发动机起动性能影响非常大,而在高温条件下,采用上述两种燃油,发动机起动性能基本一致;该型发动机采用RP-3燃油能在-40 ℃环境下成功起动,而采用RP-5燃油,经过调油等措施最终只能在-20 ℃环境下成功起动;在一定范围内,增加燃油流量,能改善发动机采用RP-5燃油的起动能力。研究结论为同类发动机高低温试验提供了参考。 相似文献
209.
二冲程航空活塞发动机的换气过程直接影响燃烧效果和发动机性能,以某二冲程航空活塞发动机为例,建立仿真模型,基于动力性能、经济性能、扫气性能进行多目标优化,对扫气道、排气道结构参数的不同组合优化分析。另外,还对不同海拔工况点下(转速为5 600 r/min,100%节气门开度)的气道结构参数进行优化。结论表明:使用NSGA-Ⅱ算法对发动机气道结构的优化可以有效提高扫气效率和功率,优化后(转速为5 600 r/min)分别为0.841 kW和2.712 kW,燃油消耗率降低22.08 ![]()
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;另外,在不同海拔工况点中,随着海拔高度的增加扫气道长度呈现出减短的趋势,而排气道长度逐渐增加,且在海拔高度大于1 800 m时趋势变化更加明显。 相似文献
210.
针对单参数驱动的涡扇发动机性能退化预测精度不高的问题,提出了一种基于气路参数融合的涡扇发动机性能退化预测的方法。通过监测发动机性能退化过程中多源参数,采用专家经验和核主成分分析相结合的方法,进行发动机性能参数的选择和融合,从而构建健康参数。基于非线性Wiener过程构建涡扇发动机退化模型,采用极大似然方法求得发动机退化模型的离线参数估计值;由于不同发动机性能退化的差异性,基于贝叶斯更新理念对随机参数进行实时更新,可以实现对单台发动机的性能退化实时预测。通过实例验证,采用此方法在预测末端方均根误差为0.028 3,整体预测精度提升了54.5%,可以辅助指导维修决策。 相似文献