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441.
为了保证民用涡扇发动机在高高原机场首次试飞起动成功,采用建模设计方法,建立了发动机部件级起动模型,包括高
海拔气候条件对起动机特性的影响、旋转部件低转速特性延伸和修正、高海拔燃油雾化及点火对燃烧室效率的影响、发动机附件
阻力和功率损失、风阻和吸放热等模块,设计了民用涡扇发动机高海拔起动控制规律。采用仿真和试验分析技术建立了民用涡扇
发动机起动方案设计方法和试验调试优化方法,详细分析了起动机能力降低、转子运转阻力增大、燃油喷嘴雾化效果差、部件效率
和稳定性降低等4项影响高高原起动成功的因素。按照循序渐进的原则设计了高高原试飞起动风险规避试验流程。试验结果表
明:设计的民用涡扇发动机高高原起动风险规避试验方法有效,确保了飞机首次转场高高原机场降落后成功起飞。 相似文献
442.
高超声速侧压式模型进气道不起动特性分析 总被引:17,自引:0,他引:17
对某典型高超声速侧压式进气道三维流场进行了数值分析,就壁面压力分布、波系结构和近壁流谱图与实验结果进行了比较,计算反映了流动的基本特征。分析了在不同来流马赫数下的流动特征,随着来流马赫数的减小,激波角增大,压缩波在通道内的反射次数增加,而强度逐渐减弱,总压恢复系数逐渐增大。当马赫数减小到一定数值时,在等直隔离段入口出现喉道截面,进一步减小来流马赫数,流量阻塞,引起压力升高,波系向进口方向移动,波后出现亚声速流场,进气道不起动。同时还发现当不起动现象发生时,由于波后分离包的存在,在进气道的进口前形成向后倾斜的激波而不是正激波。本文还提出了一种确定不起动马赫数的方法。 相似文献
443.
本文综述了汽车铅酸蓄电池低温大电流放电性能的研究现状。近期研究表明,温度对正、负极板在低温下的放电容量及充电接受能力有极大的影响,且影响的程度各不相同;提高冷起动性能的主要方法是改进电池的结构;此外,还建立了计算机模拟电池低温放电过程的数学模型。 相似文献
444.
445.
文摘为研究电磁波在吸波涂层中的干涉现象,选取了X型羰基铁粉吸收剂,采用同轴法测试了材料电磁参数,通过多次反射方法求解了X型吸波涂层在厚度为1/4波长时反射系数公式;另外,求解了不同厚度X-1型吸波涂层对频率为9.5 GHz平面电磁波反射系数公式,取公式前6项计算了反射系数Γa和反射率Ra。结果表明,多次反射波之间产生了干涉行为,发生了干涉相消现象。Γa、Ra分别与传输线方法计算的Γ和R的值非常接近,表明Γa和Ra可以近似代表X-1型吸波涂层对9.5 GHz电磁波的反射系数和反射率。当X-1型吸波涂层厚度小于1.9 mm或在3.2~6.6 mm时,第二反射波对第一反射波起到干涉相长作用,降低吸波性能,表明优选的吸波涂层厚度应该介于1.9~3.2 mm。 相似文献
446.
《燃气涡轮试验与研究》2014,(3):16-21
简述了某型航空发动机在地面试验时起动发电机输出轴断裂的故障现象,建立了发动机、起动发电机及其电气控制系统的数学模型。通过建模仿真分析了两个车台多次断轴的故障原因,明确指出1号车台起动电源特性恶化是断轴的主要原因;2号车台起动电源电压反馈选择不合理,使其电源特性与起动发电机、线路阻抗不匹配是断轴的主要原因。根据仿真分析结果,分别制定解决方案并付诸试验验证,原有故障得到排除,表明所建模型正确、仿真结果可信、排故措施有效。 相似文献
447.
448.
为研究舰面流场中直升机起动位置对旋翼瞬态气弹响应影响,通过CFD方法模拟得到舰面流场速度分布信息。旋翼动力学建模采用非线性准定常气动模型和中等变形梁假设,结合不同起动位置对动力学方程进行求解。结果表明:直升机起动位置越靠近舰艏和左舷,桨叶负向挥舞越大。在甲板中心1 m范围内,最靠近舰艏和左舷的位置负向最大位移可达159%旋翼半径,中心处负向最大位移仅为85%旋翼半径,源于靠近舰艏和左舷位置垂向气流变化梯度明显高于舰艉和右舷。研究表明舰面流场垂向气流变化梯度对旋翼瞬态气弹响应影响明显,改变直升机起动位置能有效降低旋翼瞬态气弹响应。 相似文献
449.
为了探索航空发动机空气起动系统的匹配机理,寻找改善全包线内系统性能的技术途径,通过对系统各单元工作特性及相互制约条件的分析,在综合辅助动力装置(APU)、引气管路、调压装置、空气涡轮起动机(ATS)特性计算模型的基础上,发展了一种基于各单元匹配的空气起动系统性能计算方法。该方法能够准确获取系统设计点、各单元特征参数及边界条件,确定APU引气特性、引气管路损失特性、ATS喉道面积和调压装置蝶阀调节规律,进而实现空气起动系统全包线特性计算。利用试验数据对模型进行了校验,结果表明,输出功率计算误差3.5%、引气流量计算误差4%。该模型克服了目前工程上只能单点计算,且需反复迭代的缺陷,为空气起动系统总体性能设计和评估提供了一种有效的分析工具。 相似文献
450.