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题名基于融合算法的航空发动机涡轮前温度最优控制
被引量：1
- 1
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作者
李杰
李润然
张志新
贾渊杰
孙姣姣
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机构
长安大学电子与控制工程学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2022年第5期302-309,共8页
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基金
陕西省自然科学基金(2018JM5165)
中央高校基本科研业务费资助项目(300102320110)。
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文摘
涡轮前温度是航空发动机的关键控制参数之一,在保持发动机推力不变的前提下,降低涡轮前温度可以有效提高发动机使用寿命,涡轮前温度最优控制是降低涡轮前温度的有效技术途径。本文研究了航空发动机涡轮进口温度的在线优化问题,并根据该优化问题的特点,提出了一种基于小生境遗传算法(NGA)与非线性规划(NLPQL)相结合的混合优化算法。数值仿真研究结果表明,虽然NLPQL计算速度快,但对涡轮进口温度的降低效果较差,NGA具有全局收敛能力,优化效果较好,但计算耗时较长。NGA和NGA-NLPQL混合算法在飞机全飞行包线内可分别降低涡轮前温度27.35K和27.19K,但与NGA相比,NGA-NLPQL混合算法节省了74.6%的计算时间。因此,所提出的NGANLPQL混合算法是一种效果更好、实时性更优的航空发动机涡轮前温度在线优化方法。
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关键词
航空发动机
涡轮前温度
小生境遗传算法
非线性规划算法
混合算法
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Keywords
Aeroengine
Turbine inlet temperature
Niche genetic algorithm
Non-linear programming by quadratic lagrangian algorithm
Hybrid algorithm
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分类号
V233.7
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名涡轮级间燃烧室技术的研究现状与发展趋势
被引量：8
- 2
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作者
尚守堂
程明
刘殿春
谢鹏福
罗思博
李锋
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机构
中航工业沈阳发动机设计研究所
北京航空航天大学能源动力学院
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出处
《航空科学技术》
2011年第4期79-82,共4页
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基金
航空科学基金资助项目(2010ZB06009)
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文摘
介绍了涡轮级间燃烧室的工作原理及发展趋势。研究表明,加入涡轮级间燃烧室可提高发动机推重比和热效率,减低NOX等污染物排放。
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关键词
涡轮级间燃烧室
低压涡轮前温度
发动机性能
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Keywords
inter-stage turbine burner, low-pressure turbine＇s inlet temperature, engine performance
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分类号
V23
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名涡轮风扇发动机减推力起飞必要性分析
被引量：13
- 3
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作者
赵廷渝
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机构
中国民航飞行学院
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出处
《中国民航学院学报》
2005年第3期6-8,共3页
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基金
中国民用航空总局科技基金项目([2004]-218-17).
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文摘
减推力起飞(也称灵活推力起飞)是目前大型、重型民航飞机较为常见的起飞方式。在飞行条件允许的情况下,采用减推力起飞可降低航空公司的运行成本,大大提高发动机使用寿命,有效降低发动机空中停车率,对确保飞行安全具有重要意义。
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关键词
减推力起飞
涡轮前温度
发动机使用寿命
涡扇发动机
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Keywords
reduced-thrust taking-off
turbine inlet temperature
service life of aeroengine
turbofan engines
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分类号
V235.13
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名热障涂层CMAS腐蚀失效机制研究进展
被引量：2
- 4
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作者
高栋
刘燚栋
张国栋
黄爱华
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机构
中国航发商用航空发动机有限责任公司
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出处
《装备环境工程》
CAS
2024年第5期88-102,共15页
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文摘
随着航空发动机效率的持续提高,其涡轮前温度不断攀升,CMAS腐蚀失效已成为制约热端部件热障涂层可靠性和耐久性的关键问题之一。基于此,首先简要分析了航空发动机CMAS的来源,然后从热力学、热化学和热物理3个维度,深入分析了热障涂层的CMAS腐蚀机制,阐述了上述3种模型下涂层与CMAS的作用机理。在此基础上,提炼形成了热障涂层CMAS腐蚀的基本过程。针对CMAS化学成分和涂层成分、涂层组织结构等影响热障涂层CMAS腐蚀行为的主要因素进行了探讨,进一步基于国内外提升涂层抗CMAS腐蚀能力的研究进展,归纳形成了5种技术途径。最后,从支撑航空发动机的研制需求的角度,分析了当前抗CMAS涂层工程化应用研究中存在的主要问题,明确了抗CMAS涂层研制的工作重点。
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关键词
热障涂层
CMAS
腐蚀
研究进展
失效机制
涡轮前温度
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Keywords
thermal barrier coatings
CMAS
corrosion
research development
failure mechanism
TIT
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分类号
TG174
[金属学及工艺—金属表面处理]
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题名旋转爆震涡喷组合发动机设计点计算模型研究
- 5
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作者
赵起
龚建波
张坤
李丹
梅德清
雷志军
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机构
江苏大学汽车与交通工程学院
中国科学院工程热物理研究所轻型动力实验室
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出处
《燃气轮机技术》
2023年第3期1-9,共9页
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基金
国家科技重大专项(J2019-II-0007-0027)。
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文摘
提出了一种旋转爆震涡喷组合发动机构型,并基于GSP计算平台针对该组合发动机搭建了总体性能分析模型,针对爆震燃烧模块建立了气动热力学等效计算模型,重点进行了发动机设计点循环参数选择和性能敏感度分析计算。根据建立的模型,研究并分析了不同设计点的选择对组合发动机循环参数选择的影响,获得了爆震燃烧室出口温度的变化以及从涡轮机引气给爆震燃烧室的最佳引气比例(文中定义为分流比)对组合发动机性能的影响规律。结果表明:可满足该组合发动机性能需求的最优设计点涡轮前温度和压气机压比分别为1173 K和6.5;组合发动机推力性能随爆震燃烧室出口温度升高而提高,燃油经济性随爆震燃烧室出口温度升高而降低;控制其他变量不变,发动机推力随分流比增大而增大,耗油率随分流比增大而升高;在H=15 km、Ma=2的巡航状态点,组合发动机推力最大时对应的分流比为0.45。
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关键词
旋转爆震
总体性能
循环参数选择
压气机压比
涡轮前温度
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Keywords
rotating detonation
overall performance
cycle parameter selection
compressor pressure ratio
turbine inlet temperature
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分类号
V236
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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