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水增强型涡轮风扇发动机技术进展
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作者 王维 刘家宇 +2 位作者 宋经远 罗康 帅永 《航空发动机》 北大核心 2025年第4期43-48,共6页
随着对航空动力经济性和环保的要求逐渐提升,一种水增强型涡轮风扇发动机技术近年来受到越来越多的关注。该项技术通过将发动机尾气中的水分进行冷凝、回收、再热,然后将再热后的水蒸气重新注入燃烧室参与燃烧。在水增强型涡轮风扇发动... 随着对航空动力经济性和环保的要求逐渐提升,一种水增强型涡轮风扇发动机技术近年来受到越来越多的关注。该项技术通过将发动机尾气中的水分进行冷凝、回收、再热,然后将再热后的水蒸气重新注入燃烧室参与燃烧。在水增强型涡轮风扇发动机技术工作参数对热循环性能的影响、氢燃料与煤油燃料的对比、蒸汽发生器与换热器相关设计等方面对该技术研究现状进行了梳理介绍。基于该技术的研究现状,指出了该技术对热效率和推力的增加都有明显的效益,但目前只考虑了单一过程或进行了过度简化,且由于该系统中冷凝器内换热过程涉及多相、多组分的复杂相变传热过程,必然使得冷凝器结构复杂,故而在未来更深入的研究需要建立更为完善的循环过程且冷凝器结构的高紧凑、轻量化设计是重点关注的问题,同时展望了该项技术走向成熟应用的重要指标:水增强型涡轮风扇发动机内多过程如何进行一体化耦合及如何综合考评该技术带来的经济性与不利影响。 展开更多
关键词 水增强型涡扇发动机 燃烧控制 污染物排放 水蒸气回收利用 热力循环 蒸汽发生器
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弹用涡扇发动机尾喷管战伤致推力损失特性研究
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作者 李天宇 冯晓伟 +3 位作者 卢永刚 余春祥 王守乾 聂源 《北京理工大学学报》 北大核心 2025年第4期352-359,共8页
针对亚音速巡航导弹威胁下防空反导的军事需求,通过对导弹各部件易损性与可研性分析,确定其搭载的低速弹用涡扇发动机尾喷管为研究对象.基于空气动力学与航空发动机原理,分析尾喷管各处截面参数变化过程,提出了典型涡扇发动机尾喷管因... 针对亚音速巡航导弹威胁下防空反导的军事需求,通过对导弹各部件易损性与可研性分析,确定其搭载的低速弹用涡扇发动机尾喷管为研究对象.基于空气动力学与航空发动机原理,分析尾喷管各处截面参数变化过程,提出了典型涡扇发动机尾喷管因破孔战伤气流泄漏而导致发动机推力损失的数学模型.以美国BGM-109C型“战斧”巡航导弹搭载的F107-WR-400系列弹用涡扇发动机为例,运用提出的模型计算了其尾喷管不同受击工况下该型发动机的推力损失情况.模拟计算结果表明:不同位置的破孔将会对发动机造成不同程度的推力损失;破孔尺寸与发动机推力下降情况成非线性关系;相同战伤情况下发动机推力损失程度也与其工作状态有关. 展开更多
关键词 巡航导弹 涡扇发动机 尾喷管 破片战伤 推力损失
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轴扇转换式发动机最优转换点串行优化设计方法 被引量:1
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作者 纪创 汪勇 +2 位作者 王召广 宋劼 张海波 《推进技术》 北大核心 2025年第4期254-266,共13页
为满足停转式飞行器垂直起降与高速巡航时不同的动力需求,发动机需要在涡轴和涡扇工作模式之间进行转换。本文提出模式转换点串行优化方法,以实现轴扇转换式发动机最优模式切换。提出了一种带有核心机放气阀门轴扇转换式发动机方案,解... 为满足停转式飞行器垂直起降与高速巡航时不同的动力需求,发动机需要在涡轴和涡扇工作模式之间进行转换。本文提出模式转换点串行优化方法,以实现轴扇转换式发动机最优模式切换。提出了一种带有核心机放气阀门轴扇转换式发动机方案,解决了涡轴模式低功率输出时,风扇和核心机流量不平衡的问题,并基于部件法建立了其气动热力学模型,稳态仿真验证了该方案的可行性;结合停转式飞行器的推力谱,提出了最优转换点串行优化设计方法,构建了综合考虑平稳切换与发动机切换后加速裕度最大的动态变维数、变目标数值最优化问题,确定了模式转换时最优的飞行高度、前飞速度、低压涡轮转速以及几何可调机构输入集合。结果表明:最优的模式转换可调机构组合为内涵道尾喷管加动力涡轮导向器,相对于调节前,该组合可使转换后的核心机相对转速降低2.5%以上。 展开更多
关键词 轴扇转换式发动机 垂直起降飞行器 核心机放气阀门 部件级模型 最优转换点 串行优化
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低红外特征涡扇发动机总体设计阶段性能与红外特性协同优化方法研究
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作者 陈浩颖 刘轩恺 +2 位作者 石泽新 张海波 吉洪湖 《推进技术》 北大核心 2025年第9期17-34,共18页
针对带直二元喷管的涡扇发动机中红外抑制技术和安装性能矛盾的问题,本文基于发动机总体设计体系,开展面向全飞行任务段的装配直二元喷管涡扇发动机总体性能和红外特性协同优化研究。基于飞行器约束分析和任务分析获取先进战机海平面推... 针对带直二元喷管的涡扇发动机中红外抑制技术和安装性能矛盾的问题,本文基于发动机总体设计体系,开展面向全飞行任务段的装配直二元喷管涡扇发动机总体性能和红外特性协同优化研究。基于飞行器约束分析和任务分析获取先进战机海平面推力、起飞重量、全包线任务段油耗以及飞行器推力需求等;基于上述战机性能分析,提出两种设计方案建立带直二元喷管的涡扇发动机部件级模型,一是选用现有涡扇发动机,在其基础上换装二元喷管,二是设计全新的带直二元喷管涡扇发动机;利用排气系统红外预测方法对发动机红外特征进行分析;利用序列二次规划算法开展发动机性能和红外特性协同优化研究,对两种设计方案设计的发动机和现有涡扇发动机在全包线飞行任务段的控制计划进行优化,以提升发动机红外隐身特性和满足飞行任务总体性能需求。仿真结果表明,本文提出的协同优化方法可保证发动机在满足全任务段推力需求的前提下,提升发动机的经济性和红外隐身性。经过两方案对比分析,方案(a)建立的发动机无法满足飞行推力需求,最大安装推力损失达7.41%。而方案(b)建立的发动机不仅可满足全任务段性能需求,且显著降低发动机红外特征。由此可以看出航空发动机红外抑制技术必须要在发动机总体设计层面予以考虑。 展开更多
关键词 涡扇发动机 飞发一体化设计 直二元喷管 红外特征 总体性能
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涡扇发动机及其执行机构性能衰退影响分析
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作者 王亚伟 邹泽龙 +2 位作者 张康鑫 黄金泉 鲁峰 《推进技术》 北大核心 2025年第6期241-253,共13页
涡扇发动机长期运行中不可避免地会发生性能退化,针对某型涡扇发动机寿命期内运行数据,提出一种基于发动机及执行机构联合仿真平台的性能衰退影响分析方法。联合仿真平台利用AMESim建立航空燃油泵执行机构模型,在Simulink中建立发动机... 涡扇发动机长期运行中不可避免地会发生性能退化,针对某型涡扇发动机寿命期内运行数据,提出一种基于发动机及执行机构联合仿真平台的性能衰退影响分析方法。联合仿真平台利用AMESim建立航空燃油泵执行机构模型,在Simulink中建立发动机模型并设计无模型滑模自适应控制器,与执行机构模型完成集成。本文在联合仿真平台上对涡扇发动机部件健康参数进行估计,考虑到发动机运行时由于内部环境恶劣只能布置有限数量的传感器,因此选取有限的测量参数,对待估的健康参数组合进行优化,并确定在状态可估条件下的最少传感器组合方案。结合寿命周期内性能退化数据,进行面向发动机退化与执行机构退化的自适应控制仿真。仿真结果表明:优化后的状态估计方案能够准确评估发动机性能退化。所设计的控制算法随着发动机发生退化,超调量增大了27.27%,同时考虑执行机构性退化时,无模型滑模自适应控制算法的调节时间相较于无退化时增加了2.65 s,超调量增大了33.3%。 展开更多
关键词 涡扇发动机 健康参数估计 性能退化 执行机构 无模型自适应 AMESim/Simulink
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涡扇发动机悬臂高速转子动力学分析与试验
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作者 聂卫健 邓旺群 +2 位作者 杨晓光 王阁 袁巍 《科学技术与工程》 北大核心 2025年第20期8707-8713,共7页
针对某涡扇发动机悬臂高速转子在结构设计阶段,提出空心轴和实心轴两种方案,基于梁单元有限元法分别建立带空心轴和带实心轴的转子动力学分析模型,并开展了临界转速和振型计算。计算结果表明:转子宜选用空心轴结构;在此基础上,进行了带... 针对某涡扇发动机悬臂高速转子在结构设计阶段,提出空心轴和实心轴两种方案,基于梁单元有限元法分别建立带空心轴和带实心轴的转子动力学分析模型,并开展了临界转速和振型计算。计算结果表明:转子宜选用空心轴结构;在此基础上,进行了带空心轴的转子不平衡响应对特征位置上的不平衡量的敏感程度分析,为高速动平衡试验的平衡面选择提供了依据;最后,完成了带空心轴模拟转子在全转速范围内的动力特性试验和工作转速下的高速动平衡试验。转子平稳越过两阶弯曲临界转速并安全运行至工作转速,验证了转子采用空心轴结构以及动力学设计的合理性;与试验结果比较,建立的有限元模型计算误差不大于4.08%,很好地反映了转子的动力特性;高速动平衡后转子在工作转速下的挠度大幅降低,不低于33.33%;研究成果为真实低压转子的结构、动力学设计和试验研究提供了参考和技术支持,具有重要的工程价值。 展开更多
关键词 涡扇发动机 高速转子 动力学分析 有限元 高速动平衡
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基于技术成熟度的弹用涡喷/涡扇发动机成本分析方法
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作者 李佳妮 唐敏 +1 位作者 张保山 郭基联 《航空发动机》 北大核心 2025年第3期89-95,共7页
针对由于指标选取不够合理导致弹用涡喷/涡扇发动机成本分析精度不高的问题,归纳了影响成本的各种因素,利用变量投影重要性指标和信效度指标找出现行成本分析方法在指标选取方面存在的不足,通过引入技术成熟度S曲线模型,以Compendex数... 针对由于指标选取不够合理导致弹用涡喷/涡扇发动机成本分析精度不高的问题,归纳了影响成本的各种因素,利用变量投影重要性指标和信效度指标找出现行成本分析方法在指标选取方面存在的不足,通过引入技术成熟度S曲线模型,以Compendex数据库中各项关键技术的文献数量为依据,计算出同时期弹用涡喷/涡扇发动机技术成熟度的评估值,并将其与性能参数共同作为自变量进行成本的回归建模分析,建立了考虑技术成熟度的综合成本分析模型。结果表明:该模型的平均误差从15.22%降低到7.20%,明显提高了成本估算的精度,并有效降低了样本的特异性,对弹用发动机的成本分析具有实际意义。 展开更多
关键词 弹用涡喷/涡扇发动机 技术成熟度 成本分析 偏最小二乘回归
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极端工况下脂润滑高速角接触球轴承的温度特性研究
8
作者 李焱 张坤 +2 位作者 黄恩亮 郭磊 龚建波 《机电工程》 北大核心 2025年第7期1237-1246,共10页
为了探究某型号轻型短寿涡扇发动机前轴承配装7006脂润滑高速角接触球轴承后,在发动机极端工况下是否能够稳定工作的问题,对该7006脂润滑轴承按照轻型短寿涡扇发动机一号轴承的工作转速载荷进行了加载,在有无引气的条件下进行了脂润滑... 为了探究某型号轻型短寿涡扇发动机前轴承配装7006脂润滑高速角接触球轴承后,在发动机极端工况下是否能够稳定工作的问题,对该7006脂润滑轴承按照轻型短寿涡扇发动机一号轴承的工作转速载荷进行了加载,在有无引气的条件下进行了脂润滑高速角接触球轴承的温度特性研究。首先,搭建了脂润滑轴承试验台,模拟了发动机大载荷、高转速工况下的考核环境,对轴承开展了考核试验,测试了在不同径向载荷、轴向载荷及转速工况下的脂润滑轴承温度特性,并通过向试验工装中通入热油的方式模拟了发动机轴承腔室温度,测试了该脂润滑轴承在发动机真实工作环境下的温度表现;然后,为降低现有7006脂润滑轴承在发动机极端工况下的运行温度,使用Fluent软件模拟了发动机在极端工况下,从风扇后引气对前轴承散热以及不同引气速度和引气温度下的轴承温度分布;最后,由于该发动机风扇后气流的温度限制,选择了引气温度80℃,引气速度10 m/s的方案,将该7006脂润滑高速角接触球轴承安装在轻型短寿涡扇发动机中,开展了整机试验,以验证该引气方案能满足发动机前轴承在极端工况下的使用需求,并将试验结果与仿真结果进行了对比分析。研究结果表明:整机试验数据与仿真结果拟合度较高,前轴承外环温度误差在15%以内,并通过了2.5 h的寿命考核,从而说明该引气方案能满足发动机前轴承在极端工况下的使用需求;引气温度100℃、引气速度1 m/s和5 m/s时,轴承最高温度均高于180℃,10 m/s时最高温度为177℃;引气温度80℃、引气速度1 m/s时,轴承最高温度为166℃。处于高速旋转状态的7006脂润滑轴承引气速度相对旋转速度较小时,温度受轴向引气速度变化影响小,受引气温度变化影响大。 展开更多
关键词 轻型短寿涡扇发动机 高速角接触球轴承 引气冷却脂润滑轴承 引气散热分析 引气速度 轴承温度场 Fluent
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军用无人机动力特征和关键要求分析
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作者 刘殿春 李彩玲 《航空发动机》 北大核心 2025年第4期35-42,共8页
军用无人机作为现代战争中的重要作战力量,其性能和作战能力在很大程度上取决于动力系统的效能。以军用无人机采用的涡扇发动机为研究对象,系统梳理了典型军用无人机对动力系统的关键要求,包括性能、隐身性、可靠性、可维护性、成本等,... 军用无人机作为现代战争中的重要作战力量,其性能和作战能力在很大程度上取决于动力系统的效能。以军用无人机采用的涡扇发动机为研究对象,系统梳理了典型军用无人机对动力系统的关键要求,包括性能、隐身性、可靠性、可维护性、成本等,探究了这些关键要求与动力特征参数的匹配关系,并分析了不同任务类型无人机在发动机选型中的特点。结果表明:根据无人机平台的作战任务需求、飞行包线特征以及使用环境条件的不同,对现有成熟发动机进行适应性改进以满足无人机的动力需求,不仅能够降低研发成本和风险,还能有效缩短研制周期,提高系统可靠性;针对不同任务类型的无人机(如无人战斗机、无人侦察机及无人加油机),其采用的涡扇发动机在设计优化时,需重点关注的关键特征参数具有显著差异,其动力系统特征参数要求与飞机对发动机提出的部分关键要求之间存在相互制约的关系,需对大量参数进行优化与匹配,以满足飞机对发动机的综合性能要求。本研究可为军用无人机动力系统的设计与选型提供理论参考,有助于提升无人机的战场作战效能。 展开更多
关键词 军用无人机 涡扇发动机 关键要求 特征参数 发动机选型
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水滴速度对涡扇发动机内涵进水量影响分析
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作者 代晓晴 郭保 张云亮 《科学技术与工程》 北大核心 2025年第4期1717-1722,共6页
依据航空发动机适航规章中吸雨条款要求,对某无增压级风扇部件开展吸雨特性研究,用拉格朗日方法追踪不同水滴初始速度下其在风扇中的运动轨迹,获得了发动机内涵进水量,探讨了涡扇发动机在吸雨适航符合性验证中对喷水装置的喷水速度的要... 依据航空发动机适航规章中吸雨条款要求,对某无增压级风扇部件开展吸雨特性研究,用拉格朗日方法追踪不同水滴初始速度下其在风扇中的运动轨迹,获得了发动机内涵进水量,探讨了涡扇发动机在吸雨适航符合性验证中对喷水装置的喷水速度的要求,以支撑中国涡扇航空发动机吸雨适航符合性设计与验证。研究发现,某慢车转速下随着水滴速度的减小,撞击在风扇叶片等壁面上的雨水流量增大,且没有水滴能够穿过风扇叶片直接进入内涵,当水滴速度为250 m/s时,内涵进水量占总雨水流量的15.3%,为10 m/s时的19.1倍;在同一水滴速度下,随着分流环与风扇叶片间距的减小,内涵进水增加率增大;不同转速下,内涵进水量随风扇进口水滴初始速度的变化趋势是一致的,基本随着水滴速度的增大先增大后保持不变甚至略微减小。 展开更多
关键词 涡扇发动机 吸雨 水滴速度 运动轨迹 内涵进水量
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某型涡扇发动机进气加温模拟装置仿真与试验研究
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作者 柳国印 闫卫青 +2 位作者 陈彦锋 吴志昌 张帅 《实验流体力学》 北大核心 2025年第3期79-88,共10页
由于现有进气加温试验装置的温场条件不能满足某型发动机的指标要求,因此开展了新型进气加温装置的结构设计、测试方案、温场评估方法研究,以及加温条件下稳态与过渡态试验方案的设计,确保发动机进口温场满足要求。本文针对某型发动机的... 由于现有进气加温试验装置的温场条件不能满足某型发动机的指标要求,因此开展了新型进气加温装置的结构设计、测试方案、温场评估方法研究,以及加温条件下稳态与过渡态试验方案的设计,确保发动机进口温场满足要求。本文针对某型发动机的4种进气条件,采用温场周向不均匀度作为评价指标,对进气加温模拟装置出口温场均匀性进行仿真分析。结果表明,新设计试验装置的温场周向不均匀度满足≤1%的指标要求。通过开展某型涡扇发动机与进气加温装置的多工况联合试验,发现稳态试验中发动机最高转速下的温场周向不均匀度为0.4395%,其温场分布与仿真结果基本一致;过渡态试验结果表明进口温场不均匀度与发动机进口温度变化速率有关,在不同发动机工况下,进口温度调节是控制温场周向不均匀度的关键。仿真分析与联合试验结果共同证明,新设计的进气加温装置能够满足发动机多工况试验对进口温场周向不均匀度的要求。 展开更多
关键词 进气加温模拟装置 涡扇发动机 仿真 试验 温场周向不均匀度
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混合动力推进系统协调控制方法
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作者 龚子羿 王伟 舒泰歌 《航空发动机》 北大核心 2025年第4期129-141,共13页
为了发展绿色清洁能源、提高飞机燃料效率并降低排放,建立了混合动力推进系统(HEPS)协调控制方法。通过提出HEPS飞机级、系统级、部件级的运输任务指标,分析了现有的HEPS架构,建立了并联式HEPS的1维部件级模型。采用最小二乘法建立了稳... 为了发展绿色清洁能源、提高飞机燃料效率并降低排放,建立了混合动力推进系统(HEPS)协调控制方法。通过提出HEPS飞机级、系统级、部件级的运输任务指标,分析了现有的HEPS架构,建立了并联式HEPS的1维部件级模型。采用最小二乘法建立了稳态工作点的线性状态空间模型,结合任务指标函数获取了系统可行域。基于线性状态空间的参数预测模型设立了线性二次项的目标函数,在满足凸集假设下转化为带约束的线性规划(LP)问题,并借助交替方向乘子(ADMM)算法求解控制输入,实现了相同推力条件下的HEPS协调控制。结果表明:在相同推力条件下,该协调控制方法降低了系统等效燃油消耗率和发动机燃油消耗率,且同时满足安全裕度。 展开更多
关键词 混合动力 推进系统 多电飞机 协调控制 模型预测控制 齿轮传动涡扇发动机
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基于双向门控变分编码回归网络的涡扇发动机剩余寿命预测
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作者 徐浩 王波 +2 位作者 张猛 杨文龙 汪超 《计算机集成制造系统》 北大核心 2025年第2期616-626,共11页
针对涡扇发动机运行工况复杂,难以提取高维度、多参数监测数据的退化时序特征,从而影响模型预测性能的问题,提出一种基于双向门控变分编码回归网络的剩余使用寿命预测模型。首先在变分编码器(VAE)网络的编码端引入双向门控循环单元网络(... 针对涡扇发动机运行工况复杂,难以提取高维度、多参数监测数据的退化时序特征,从而影响模型预测性能的问题,提出一种基于双向门控变分编码回归网络的剩余使用寿命预测模型。首先在变分编码器(VAE)网络的编码端引入双向门控循环单元网络(BiGRU),充分挖掘多维度退化数据中的隐藏时序特征;其次重构变分编码器模型的解码器为回归网络,利用变分编码器潜在空间中的退化特征训练回归网络,并在损失函数中联合KL散度和回归误差来提高剩余使用寿命预测精度。为验证所提预测模型的高效性,在公开涡扇发动机数据集上与其他预测模型进行对比,验证了所提模型具有更优的预测精度。 展开更多
关键词 剩余寿命预测 变分编码器 双向门控循环单元网络 回归网络 涡扇发动机
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小涵道比涡扇发动机整机超温试验关键技术分析
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作者 柳国印 高磊 +2 位作者 陈泽华 闫卫青 张帅 《航空发动机》 北大核心 2025年第4期153-160,共8页
针对中国军标超温试验的完成标准及双转子发动机超温试验的难点,以小涵道比涡扇发动机为基础,对超温试验中涡轮前温度的监测方法、影响因素及发动机组合调整方法、验证实施、试验设备等关键技术开展研究。基于发动机特性及控制规律,在... 针对中国军标超温试验的完成标准及双转子发动机超温试验的难点,以小涵道比涡扇发动机为基础,对超温试验中涡轮前温度的监测方法、影响因素及发动机组合调整方法、验证实施、试验设备等关键技术开展研究。基于发动机特性及控制规律,在常温进气温度条件下仅通过一般方法调整发动机,无法达到超温试验要求;而通过合理地制定试验程序和步骤,采用提高进气温度、增加喷管喉道面积及压气机进口导叶角度的发动机组合调整方案具有可行性。经发动机试验验证,结果表明:采用上述组合调整方案,1级转子涡轮前温度和涡轮后排气温度线性关系较好,涡轮后排气温度径向5点测量方案合理,进口温场周向不均匀度满足要求,最大为0.254%,发动机整机超温试验结果满足国军标的完成标准要求。 展开更多
关键词 超温试验 小涵道比涡扇发动机 发动机组合调整 涡轮前温度 涡轮后排气温度
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基于压差法和流量平衡法的火焰筒进气量测量对比分析
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作者 朱颜霞 周淼 +1 位作者 王雄辉 阙建锋 《航空发动机》 北大核心 2025年第2期150-157,共8页
在民用涡扇发动机试车过程中为了准确测量燃烧室火焰筒进气量(即参与燃烧的空气流量),以大涵道比涡扇发动机核心机的试车结果为例,分别从不确定度、二次流分配、模型匹配及火焰筒壁温分布等角度开展了压差法和流量平衡法的对比分析。结... 在民用涡扇发动机试车过程中为了准确测量燃烧室火焰筒进气量(即参与燃烧的空气流量),以大涵道比涡扇发动机核心机的试车结果为例,分别从不确定度、二次流分配、模型匹配及火焰筒壁温分布等角度开展了压差法和流量平衡法的对比分析。结果表明:针对环形燃烧室的火焰筒进气量,流量平衡法的不确定度比压差法的小73.8%;压差法对火焰筒头部进口静压的敏感性较大,而流量平衡法的不确定度很大程度上取决于压气机进口流量W25;利用压差法和流量平衡法的测量结果分别进行模型匹配,流量平衡法得到的涡轮第1级导叶换算流量与流函数的结果一致,而压差法与流函数的结果差9.94%;引入燃烧室出口静压Ps4修正火焰筒内压力后,压差法火焰筒进气量和流量平衡法的结果差异从14.18%减小至9.03%。在涡扇发动机试车过程中流量平衡法更适用于描述燃烧室火焰筒进气量。 展开更多
关键词 民用涡扇发动机 燃烧室 火焰筒进气量 不确定度 流量平衡法 压差法 流量分配
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大涵道比涡扇发动机安装节动力学设计及性能评估分析进展 被引量:1
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作者 陈永辉 任革学 +3 位作者 潘凯 燕群 王建强 张少斌 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第4期742-751,共10页
综述了大涵道比涡扇发动机安装节动力学设计及评估问题。首先从减振设计需求出发,论述了发动机安装节开展动力学设计的重大意义,并对安装节的主要结构形式及特点进行了详细的阐述;进一步从军民用标准规范和工程实践经验出发,归纳了安装... 综述了大涵道比涡扇发动机安装节动力学设计及评估问题。首先从减振设计需求出发,论述了发动机安装节开展动力学设计的重大意义,并对安装节的主要结构形式及特点进行了详细的阐述;进一步从军民用标准规范和工程实践经验出发,归纳了安装系统动力学设计技术要求;而后从动力学设计、性能评估、系统验证等方面回顾了涡扇发动机安装节的国内外研究现状,指出国内外差距主要体现在设计要求、设计理念和应用实践经验等方面。在此基础上,展望了大涵道比涡扇发动机安装节动力学设计及性能评估技术的发展趋势和热点。 展开更多
关键词 涡扇发动机 安装节 铰接连杆式机构 动力学设计 性能评估
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小尺寸无静叶对转风扇/压气机气动设计与变工况性能分析研究 被引量:1
17
作者 张韬 李嘉宾 +2 位作者 沈雨忻 陈宝延 季路成 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第5期51-62,共12页
无静叶对转风扇/压气机能有效减小发动机陀螺力矩,在轴向长度方面具有优势。然而,无静叶往往导致下游叶片攻角变化较大,变工况性能难以保证,且这一特点随叶尖切线速度的增大而恶化。本文利用小尺寸涡扇发动机风扇叶片根部周向速度较低... 无静叶对转风扇/压气机能有效减小发动机陀螺力矩,在轴向长度方面具有优势。然而,无静叶往往导致下游叶片攻角变化较大,变工况性能难以保证,且这一特点随叶尖切线速度的增大而恶化。本文利用小尺寸涡扇发动机风扇叶片根部周向速度较低的特点,尝试对其进行风扇与压气机无静叶对转方案设计。通过速度三角形分析了无静叶对转风扇/压气机的性能特点,开发了无静叶对转风扇/压气机一维设计程序进行参数方案的筛选优化,设计得到小尺寸无静叶对转风扇/压气机构型方案,设计点效率为85.1%,压比为3.16。结果表明,对转压气机的下排叶片相对进口气流角的变化范围较常规转叶+静叶相对进口气流角范围更小,而对转下排叶片的进口速度却将增大1.5~3倍,因此,需要合理选择对转风扇/压气机的轮毂比及转速比,才能保证对转风扇/压气机变转速工况下的设计点效率及失速裕度。减小对转风扇/压气机转速比有利于提高设计点效率和裕度,但本文受发动机总体指标限制,对转速比选择进行了折中。 展开更多
关键词 涡扇发动机 无静叶对转 风扇/压气机 气动设计 变工况特性
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基于冲击的涡扇发动机退化建模与下发预测 被引量:1
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作者 赵洪利 王之强 张青 《机床与液压》 北大核心 2024年第1期210-216,共7页
为解决多性能参数模型无法描述不同起飞推力下发动机性能退化的问题,利用单性能参数结合极端冲击模型描述起飞时发动机全功率运转对热端部件的热冲击影响,利用线性退化模型描述发动机自然退化过程,建立发动机性能可靠度退化模型。利用V2... 为解决多性能参数模型无法描述不同起飞推力下发动机性能退化的问题,利用单性能参数结合极端冲击模型描述起飞时发动机全功率运转对热端部件的热冲击影响,利用线性退化模型描述发动机自然退化过程,建立发动机性能可靠度退化模型。利用V2500发动机全寿命EGTM数据,结合最大似然估计给出性能可靠度表达式与模型参数,最后利用机队中同型V2500发动机非完整EGTM数据验证模型,预测下发时间,结果表明此模型预测下发时间和实际下发时间的误差小于3%,证明了模型的有效性。 展开更多
关键词 单性能参数 涡扇发动机 冲击模型 EGTM 性能可靠度 性能退化
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小涵道比涡扇发动机机载气路故障诊断研究综述:边界条件与研究难点 被引量:2
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作者 廖增步 张瑞 +2 位作者 耿佳 陈雪峰 宋志平 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第12期24-40,共17页
机载气路故障诊断模块是航空发动机健康管理系统的重要组成部分,是推动视情维护发展的关键环节,对于降低发动机维护成本、提高战时出勤率意义重大。为此,聚焦小涵道比涡扇发动机机载气路故障诊断研究,梳理了基于模型的气路故障诊断方法... 机载气路故障诊断模块是航空发动机健康管理系统的重要组成部分,是推动视情维护发展的关键环节,对于降低发动机维护成本、提高战时出勤率意义重大。为此,聚焦小涵道比涡扇发动机机载气路故障诊断研究,梳理了基于模型的气路故障诊断方法和数据驱动的气路故障诊断方法的发展历程和国内外研究现状,并从机载化的角度阐述了算法的应用和改进思路;罗列了机载气路故障诊断方法的应用需求、问题边界和技术指标,简要提出了研究过程中容易陷入的误区;结合小涵道比涡扇发动机的特点,从数据仿真、运行工况、测量不确定性、故障特征淹没、虚警处置和实时性等角度,归纳总结了气路故障诊断方法在机载化过程中的六大研究难点,并结合现有文献分析了与各研究难点相对应的18种解决思路。对全文进行总结并从算法可解释性、指标快速验证、容错及带故障限时诊断等方面给出了建议与展望。 展开更多
关键词 预测与健康管理 小涵道比涡扇发动机 气路故障诊断 机载故障诊断 综述
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带全遮挡导流支板排气系统流动传热及红外抑制效果数值分析 被引量:3
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作者 朱友缘 陈铭 张海波 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第6期164-176,共13页
为了降低涡扇发动机末级涡轮的强红外辐射特征,设计了全遮挡导流支板(Fully Shielded Guiding Strut,FSGS)并进行了三种不同的红外抑制措施(低发射率材料、气膜冷却和综合抑制措施)研究,其中采用源项法对支板进行不同孔径下的气膜冷却... 为了降低涡扇发动机末级涡轮的强红外辐射特征,设计了全遮挡导流支板(Fully Shielded Guiding Strut,FSGS)并进行了三种不同的红外抑制措施(低发射率材料、气膜冷却和综合抑制措施)研究,其中采用源项法对支板进行不同孔径下的气膜冷却仿真验证,得到了支板在采用气膜冷却后的红外辐射亮度图,揭示了各种抑制措施对气动及红外特性的影响规律,同时将本文方法与二元收扩(2D C-D)喷管进行对比分析了两者的优劣。结果表明:对支板单独采用低发射率材料时在0°观测方向排气系统积分红外辐射最大降低了35.38%;对支板单独采用气膜冷却可使支板表面温度明显降低,支板冷却效率为0.640时,在0°观测方向红外辐射强度降幅最大可达43.59%,且损失的气动性能较小;采用气膜冷却和低发射率材料综合抑制措施时,随着材料发射率的减小排气系统表征出的红外辐射强度反而增加。综合来看,气膜冷却在支板红外抑制时应优先考虑。同时二元喷管与本文方法各有利弊,在小角度和大角度下气膜冷却导流支板都能起到更好的抑制效果,但会损失更多的气动性能,同时结构更加复杂。 展开更多
关键词 涡扇发动机 全遮挡导流支板 红外抑制 气膜冷却 二元喷管
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