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“Λ”型凸台对低隔道亚声速S弯进气道的流场控制研究
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作者 唐小松 金志光 《机械制造与自动化》 2024年第4期259-263,共5页
针对某无人机进气系统低隔道亚声速S弯进气道出口流场畸变较大的问题,研究一种利用隔道内置“Λ”型凸台生成反向涡抑制出口畸变的流场控制手段。通过数值仿真分析“Λ”型凸台结构对抑制流场畸变的作用机制,给出不同来流条件下凸台结... 针对某无人机进气系统低隔道亚声速S弯进气道出口流场畸变较大的问题,研究一种利用隔道内置“Λ”型凸台生成反向涡抑制出口畸变的流场控制手段。通过数值仿真分析“Λ”型凸台结构对抑制流场畸变的作用机制,给出不同来流条件下凸台结构参数对进气道出口总压恢复系数和流场畸变的影响规律。研究表明:畸变控制效果与凸台几何尺寸密切相关,合理设计的凸台对出口畸变抑制效果明显。 展开更多
关键词 无人机 亚声速进气道 S弯进气道 流场畸变 流场控制 数值仿真
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短距起飞/垂直降落飞机升力系统研究进展
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作者 沈勋 吴雄 +1 位作者 宋汉强 唐孟潇 《航空发动机》 北大核心 2024年第5期13-22,共10页
短距起飞/垂直降落(STOVL)升力系统是一种允许飞机在极短跑道甚至无跑道条件下起降的航空技术,提供了飞行器在受限空间和复杂环境中实施起降操作的能力,对军用和民用领域都有重要意义。尽管国际上对STOVL飞机的研究已有历史,但敏感或专... 短距起飞/垂直降落(STOVL)升力系统是一种允许飞机在极短跑道甚至无跑道条件下起降的航空技术,提供了飞行器在受限空间和复杂环境中实施起降操作的能力,对军用和民用领域都有重要意义。尽管国际上对STOVL飞机的研究已有历史,但敏感或专用技术的信息并未广泛共享。为深入探索STOVL飞机升力系统的关键技术、难点和发展方向,在全面分析和总结最新研究进展和技术挑战的基础上,针对该领域的研究进展进行综述,特别是针对F-35B飞机深入探讨了STOVL飞机升力系统的关键技术,包括升力风扇、三轴承矢量喷管和整机推进系统性能等。在此基础上总结归纳了国内外学者在复杂结构设计、动力系统建模、环境影响评估和性能优化等方面的研究,为STOVL飞机的研发与优化设计提供方向参考。 展开更多
关键词 短距起飞/垂直降落 F-35B 升力系统 升力风扇 三轴承矢量喷管 推进系统性能
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航空发动机尾喷管射流对道面影响数值仿真
3
作者 史亚锋 《郑州航空工业管理学院学报》 2024年第3期26-29,38,共5页
采用有限元方法对某型发动机尾喷管射流场在全加力工作状态下进行了定常数值模拟,并将数值计算结果与实验数据进行对比,验证了本文采用的计算方法和湍流模型的正确性。对不同尾喷管射流角度对道面的影响进行了定常数值模拟,计算结果表... 采用有限元方法对某型发动机尾喷管射流场在全加力工作状态下进行了定常数值模拟,并将数值计算结果与实验数据进行对比,验证了本文采用的计算方法和湍流模型的正确性。对不同尾喷管射流角度对道面的影响进行了定常数值模拟,计算结果表明尾喷管射流对道面具有强烈的冲击作用,表现为气流作用在道面上极高的温度和速度。 展开更多
关键词 尾喷管 射流 温度 速度 数值模拟
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螺旋桨滑流对涡轮螺旋桨进气道气动性能影响仿真研究
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作者 王伟杰 张宜琳 吴卓远 《机械设计与制造工程》 2024年第11期75-79,共5页
基于计算流体动力学方法,对螺旋桨滑流对涡轮螺旋桨飞机发动机进气道性能的影响进行仿真分析。使用多重参考系方法模拟螺旋桨滑流效应,分别在设计状态点和非设计状态点下分析了有、无滑流对进气道主流道性能的影响。结果显示:设计状态... 基于计算流体动力学方法,对螺旋桨滑流对涡轮螺旋桨飞机发动机进气道性能的影响进行仿真分析。使用多重参考系方法模拟螺旋桨滑流效应,分别在设计状态点和非设计状态点下分析了有、无滑流对进气道主流道性能的影响。结果显示:设计状态点有滑流状态与无滑流状态相比,总压恢复系数和总压畸变指数均有增大,地面状态下总压恢复系数增大了约3%,总压畸变指数增大0.0823~0.0980;高空状态下总压恢复系数增大了约2%,总压畸变指数增大0.0737~0.1048。非设计状态点随来流马赫数的增大,总压恢复系数和总压畸变指数逐渐减小。 展开更多
关键词 涡轮螺旋桨进气道 螺旋桨滑流 总压恢复系数 总压畸变指数
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某轻卡商用车进气系统设计
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作者 王玉文 《内燃机与配件》 2024年第8期54-56,共3页
进气系统是发动机的重要部件之一,其主要作用是向发动机提供充足洁净的空气,保证发动机缸内燃料燃烧所需的空气,随应用环境的多样化,进气系统被赋予了更多的用途,例如在雨天行使环境中,要求进气系统在提供空气的同时,需避免雨水随空气... 进气系统是发动机的重要部件之一,其主要作用是向发动机提供充足洁净的空气,保证发动机缸内燃料燃烧所需的空气,随应用环境的多样化,进气系统被赋予了更多的用途,例如在雨天行使环境中,要求进气系统在提供空气的同时,需避免雨水随空气进入发动机燃烧室,造成发动机损坏,这就需要进气系统在防雨结构上进行优化升级,本文主要介绍了某轻卡商用车进气系统的雨水分离功能及通过进气系统布置方案的选择,零部件的结构设计实现雨水分离效率目标的过程及方法。 展开更多
关键词 轻卡商用车 进气系统 雨水分离效率
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高速燃油电磁阀电磁特性
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作者 高天雄 杜鑫明 杨柳 《液压与气动》 北大核心 2024年第4期60-66,共7页
高速燃油电磁阀作为航空发动机用叶片调节器的关键控制部件,其电磁特性直接影响叶片调节器的控制精度。首先基于Maxwell建立电磁阀数值模型。其次,深入研究磁路材料和外壳壁厚对电磁阀电磁力的影响规律。然后,对比研究极面形状和工作气... 高速燃油电磁阀作为航空发动机用叶片调节器的关键控制部件,其电磁特性直接影响叶片调节器的控制精度。首先基于Maxwell建立电磁阀数值模型。其次,深入研究磁路材料和外壳壁厚对电磁阀电磁力的影响规律。然后,对比研究极面形状和工作气隙相对位置对电磁力的影响规律。最后,研制了高速燃油电磁阀样机,进行实验验证。结果表明:磁路材料均为1J22时,电磁力最大;外壳壁厚0.75~1.5 mm时,各工作气隙下电磁力几乎不变;厚度小于0.75 mm时,电磁力随外壳壁厚的减小而下降;工作气隙小时,锥形极面衔铁电磁力小于平面极面,反之,锥形极面衔铁电磁力较大;工作气隙相对位置对电磁力影响有限。实验结果与仿真结果具有较好的吻合度,验证了仿真模型的正确性和研究方法的可行性。研究成果对高速燃油电磁阀电磁性能优化提升,提供了理论基础和数据支撑,具有实践意义。 展开更多
关键词 高速燃油电磁阀 电磁力 软磁材料 工作气隙
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发动机反推运动机构可靠性优化设计研究
7
作者 常琦 胡颖石 +3 位作者 周长聪 何宝明 冯奥博 王元生 《航空科学技术》 2024年第4期52-59,共8页
反推装置作为现代民用飞机必不可少的减速系统,承担着飞机降落的重要任务,对飞机的安全飞行至关重要。根据叶栅式反推装置构型及其工作原理,本文建立了反推机构运动学理论模型。通过机构运动学仿真,验证了所建立模型的合理性与正确性。... 反推装置作为现代民用飞机必不可少的减速系统,承担着飞机降落的重要任务,对飞机的安全飞行至关重要。根据叶栅式反推装置构型及其工作原理,本文建立了反推机构运动学理论模型。通过机构运动学仿真,验证了所建立模型的合理性与正确性。将阻流门在整个偏转过程中的最大角加速度作为优化目标,各部件满足几何运动关系作为约束条件,建立反推运动机构的确定性优化模型。与此同时,考虑反推运动机构的两种失效模式,将可靠性考虑到优化设计中,建立可靠性优化设计模型。在Matlab环境下对反推机构进行优化设计计算,结果表明,在满足可靠性约束的情况下,阻流门在整个运动过程中的角加速度得到了进一步的优化,且整个机构在运动中不出现干涉,整个反推力装置可以正常工作。本文建模流程与可靠性优化方法和结果可以为反推装置结构设计提供参考。 展开更多
关键词 反推装置 阻流门 运动机构 可靠性 优化设计
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单环调节轴对称收扩喷管全包线推力特性数值分析
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作者 张瑞霞 许羚 +1 位作者 巩亚南 夏子龙 《航空发动机》 北大核心 2024年第4期82-87,共6页
为了研究单环调节轴对称收扩喷管的全包线推力系数变化规律,采用经模型试验验证的数值仿真方法,对该类型喷管推力系数的影响因素、面积比设计方法和全包线推力特性开展数值分析。结果表明:在非加力状态下,喷管常用落压比为3~4,处于低落... 为了研究单环调节轴对称收扩喷管的全包线推力系数变化规律,采用经模型试验验证的数值仿真方法,对该类型喷管推力系数的影响因素、面积比设计方法和全包线推力特性开展数值分析。结果表明:在非加力状态下,喷管常用落压比为3~4,处于低落压比状态,喷管推力系数在面积比为1.1~1.2时较优;在加力状态下,喷管常用落压比为4~8,推力系数在面积比为1.3~1.5时较优。基于包线内结构可达目标,开展推力特性全局优化,优化后在非加力状态下,喷管推力系数为0.959~0.992;在加力状态下,喷管推力系数为0.956~0.993;随着飞行高度的增加,包线内喷管实际使用落压比区间逐渐右移,推力系数先增大后减小。编制了单环调节轴对称收扩喷管推力特性的快速分析程序,可实现全包线推力性能点群的高效预估。 展开更多
关键词 单环调节 收扩喷管 推力特性 落压比 面积比 快速分析程序
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大涵道比发动机高空舱排气流场数值模拟研究
9
作者 常心悦 王豪 +3 位作者 曹凡 李康 闵浩 唐智礼 《燃气涡轮试验与研究》 2023年第3期17-24,共8页
为了研究大涵道比分开排气发动机在高空舱内的排气流场特性,对其开展了流场数值模拟及试验验证。建立了一种发动机喷管、高空舱和排气扩压器的联合仿真模型,分别计算了不同喷管落压比状态下的发动机推力和排气流场特性,通过对比得到不... 为了研究大涵道比分开排气发动机在高空舱内的排气流场特性,对其开展了流场数值模拟及试验验证。建立了一种发动机喷管、高空舱和排气扩压器的联合仿真模型,分别计算了不同喷管落压比状态下的发动机推力和排气流场特性,通过对比得到不同落压比下流场的变化规律。对大涵道比分开排气发动机进行了高空模拟试验,对不同落压比下的推力和高空舱内固定测点的总压与静压进行测量,并与数值模拟计算结果对比。结果表明:落压比越大,发动机射流影响范围越大,射流边界外扩,排气扩压器效率越低。推力系数随着落压比的增大呈现减小趋势。计算值与试验值结果相近,绝大多数测点的压强误差和推力误差保持在5%以内。 展开更多
关键词 航空发动机 高空舱 流场特性 高空模拟试验 发动机推力 数值模拟
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具有舱门补型结构的高空舱排气流场特性数值研究
10
作者 李康 王豪 +3 位作者 常心悦 曹凡 闵浩 唐智礼 《燃气涡轮试验与研究》 2023年第3期8-16,共9页
为了研究具有舱门补型结构的大涵道比发动机高空舱的排气流场特性,对其开展了精细化几何建模及数值模拟研究。首先,建立了带舱门补型结构的高空舱、发动机与排气扩压器联合的仿真物理模型;随后,针对不同的舱门结构形式、发动机工况以及... 为了研究具有舱门补型结构的大涵道比发动机高空舱的排气流场特性,对其开展了精细化几何建模及数值模拟研究。首先,建立了带舱门补型结构的高空舱、发动机与排气扩压器联合的仿真物理模型;随后,针对不同的舱门结构形式、发动机工况以及次流流量,通过数值模拟方法进行对比验证;最后,分析舱门补型结构对高空舱排气流场影响机理,给出舱门补型结构对排气流场特性的影响规律。结果表明:舱门补型结构对发动机推力计算结果无明显影响,推力主要受发动机参数和环境压力的影响,但有舱门补型时高空舱内回流区明显减小,有利于高空舱内气体的排出;次流不仅降低了高空舱内气体的回流,还使得舱温降低,在高空舱内起到了整流和降温的作用;引射距离会影响排气扩压器的气体排出效率,且随着引射距离的减小,高空舱内回流区明显减小,提升了排气扩压器效率。 展开更多
关键词 航空发动机 高空舱 舱门 补型结构 数值模拟
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飞机发动机排气污染物的测量 被引量:36
11
作者 刘高恩 王华芳 +1 位作者 吕品 王志平 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第3期348-352,共5页
参考国际民航组织(ICAO)颁布的“飞机发动机排放”条例的规定,设计并建立了民用航空发动机排气污染物测量系统,采用自行推算的样气成分“干基”向“湿基”转换的修正公式,编写排放物EI的计算程序。在民航维修基地(AMECO公司)的试车台对... 参考国际民航组织(ICAO)颁布的“飞机发动机排放”条例的规定,设计并建立了民用航空发动机排气污染物测量系统,采用自行推算的样气成分“干基”向“湿基”转换的修正公式,编写排放物EI的计算程序。在民航维修基地(AMECO公司)的试车台对二台JT3D-7型发动机进行排气污染物的实测,测出的各类污染物的排放指数EI_(CO),EI_(HC),EI_(NOx)及冒烟数SN,并与JT3D-7型发动机公布的数据进行对比,测量系统的精度按标准规定用燃气分析测出的气油比与发动机实测的气油比进行比较小于10%~15%的均属于合格,本研究的系统的测量值与发动机所测的总气油量之比的误差在3%左右,证明此测量系统和测量技术切实可行。 展开更多
关键词 飞机发动机 排气污染物 测量 排放标准 排气指数
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发动机导向叶片热气防冰腔结构改进 被引量:7
12
作者 马辉 陈维建 +1 位作者 孟繁鑫 张大林 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第1期70-74,共5页
在采用数值模拟方法对某型发动机导向叶片热气防冰腔的流动与换热性能分析基础上,提出了微小通道换热结合气膜排气的新型防冰腔结构。数值模拟中采用分区对接块结构化网格,通过求解EULER型的空气/过冷水滴两相流控制方程,得到了气膜影... 在采用数值模拟方法对某型发动机导向叶片热气防冰腔的流动与换热性能分析基础上,提出了微小通道换热结合气膜排气的新型防冰腔结构。数值模拟中采用分区对接块结构化网格,通过求解EULER型的空气/过冷水滴两相流控制方程,得到了气膜影响下导向叶片外的三维水滴撞击特性,并将改进后防冰腔的换热性能进行了对比。结果表明,改进后的热气防冰腔的换热效率得到了大幅提高,同时气膜对过冷水滴的遮蔽作用明显增强。 展开更多
关键词 飞机结冰 发动机导向叶片 防冰 数值模拟 气膜 微小通道
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电大尺寸进气系统隐身与进气综合特性
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作者 胡筵晨 殷越 +2 位作者 王忠义 乔松松 王强 《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第10期1696-1704,共9页
针对电大尺寸进气系统屏蔽结构设计的复杂性,本文对电大尺寸进气系统的隐身性能和流动性能进行了综合研究。对一种新型百叶屏蔽结构参数化进行研究;基于射线追踪法,对进气舱室及屏蔽结构进行隐身性能的计算及分析;利用计算流体动力学,... 针对电大尺寸进气系统屏蔽结构设计的复杂性,本文对电大尺寸进气系统的隐身性能和流动性能进行了综合研究。对一种新型百叶屏蔽结构参数化进行研究;基于射线追踪法,对进气舱室及屏蔽结构进行隐身性能的计算及分析;利用计算流体动力学,对进气屏蔽结构的流动性能进行计算及分析;基于正交实验、信噪比分析方法,对评估隐身性能的重要指标雷达散射截面积、评估流动性能的重要指标总压损失进行综合分析研究。结果表明:新型百叶屏蔽结构的安装可以有效提升进气系统的隐身性能。百叶安装角度为50°、百叶间距为50 mm、百叶板长为60 mm时所得到的结构是在保证优异的进气流动特性情况下所得到的最优雷达散射截面积特性结构。百叶角度对隐身性能以及流动性能的影响均为最大。数值仿真结果与实验吻合较好,本文分析方法及结果对进气系统综合设计提供理论设计基础。 展开更多
关键词 进气系统 百叶装置 电大尺寸开口腔体 雷达散射截面积 隐身性能 进气损失 流动性能 多参数分析
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无隔道进气道反设计及附面层排除机理分析 被引量:27
14
作者 梁德旺 李博 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第3期286-289,共4页
采用“照片三维复原技术”对某型飞机无隔道进气道/前机身进行了几何重构,然后用N S方程对机身/进气道内外流场进行了数值模拟,得到了进气道内外流场的马赫数分布和鼓包表面的压力分布,分析了无隔道进气道排移附面层的机理。结果表明:... 采用“照片三维复原技术”对某型飞机无隔道进气道/前机身进行了几何重构,然后用N S方程对机身/进气道内外流场进行了数值模拟,得到了进气道内外流场的马赫数分布和鼓包表面的压力分布,分析了无隔道进气道排移附面层的机理。结果表明:该飞机进气道在鼓包顶点有一个起始压缩角,波后为等熵压缩面。研究认为,无隔道进气道的设计机理是在鼓包压缩面上形成一个中间高、两侧低的压力分布,在该压力梯度的作用下来流附面层被推向两侧并被排除。 展开更多
关键词 无隔道进气道 鼓包进气道 一体化设汁 计算流体力学
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埋入式进气道设计 被引量:15
15
作者 郭荣伟 刘少永 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第1期8-12,共5页
针对导弹用进气道的结构特点,提出了一种大偏距、短扩压的埋入式进气道设计方法.该方法通过变更进气道的中心线、面积规律、中心线的倾斜角及双纽线喉道的设计参数,并通过采用进气道唇口光顺技术成功地实现了埋入式进气道设计的CA... 针对导弹用进气道的结构特点,提出了一种大偏距、短扩压的埋入式进气道设计方法.该方法通过变更进气道的中心线、面积规律、中心线的倾斜角及双纽线喉道的设计参数,并通过采用进气道唇口光顺技术成功地实现了埋入式进气道设计的CAD化。该CAD技术与CFD技术的结合能大幅度地缩短埋入式进气道设计周期、降低研制成本。实验结果表明,由该文提出的方法设计的埋入式进气道不做任何型面修改即可达到较好的气动性能。 展开更多
关键词 埋入式进气道 中心线 面积规律 喉道 唇口光顺 设计 融合体式
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蛇形进气道的电磁散射特性 被引量:27
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作者 石磊 郭荣伟 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期1296-1301,共6页
对一种进口与机身保形设计的蛇形进气道在Ku波段选择入射频率15GHz情况下进行了电磁散射特性的实验和仿真研究,取得了蛇形进气道雷达散射截面(RCS)随方位角、迎角和终端的变化规律。研究结果表明:(1)该蛇形进气道在水平极化终端为风扇时... 对一种进口与机身保形设计的蛇形进气道在Ku波段选择入射频率15GHz情况下进行了电磁散射特性的实验和仿真研究,取得了蛇形进气道雷达散射截面(RCS)随方位角、迎角和终端的变化规律。研究结果表明:(1)该蛇形进气道在水平极化终端为风扇时±60°RCS均值为-24.33dB.m2,垂直极化为-19.15dB.m2,是一种低RCS进气道;(2)运用时域有限差分法计算所得的RCS随方位角变化曲线与实验曲线趋势基本一致,±60°均值误差在4dB以内;(3)从进气道对称面电场(Ex)分布图可以看出入射波射入进气道并在内壁面产生多次反射,从而验证了蛇形进气道的设计思想并为在内通道关键反射点涂敷吸波材料实现蛇形进气道的高隐身提供了一个可行的研究平台。 展开更多
关键词 航空航天推进系统 蛇形进气道 电磁散射 隐身技术
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平面埋入式进气道的口面参数选择与试验验证 被引量:12
17
作者 孙姝 郭荣伟 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第3期268-275,共8页
为了提高飞行器的隐身性能和降低其迎风阻力,采用具有平面腹部的低雷达截面外形机身与埋入式进气道的组合是一种良好的解决方案。但迄今尚未有成熟的平面埋入式进气道设计方法可供借鉴,为此对平面埋入式进气道口面参数进行了组合对比研... 为了提高飞行器的隐身性能和降低其迎风阻力,采用具有平面腹部的低雷达截面外形机身与埋入式进气道的组合是一种良好的解决方案。但迄今尚未有成熟的平面埋入式进气道设计方法可供借鉴,为此对平面埋入式进气道口面参数进行了组合对比研究,旨在通过口面参数的选择来改善进气道的气动性能。在此基础上,选择一组口面参数设计了一梯形进口的平面埋入式进气道方案,并进行了高速风洞试验验证。研究结果表明:(1)进口侧棱决定了所产生的卷吸涡的强度,而前唇口导流角决定了进口段的横向压力梯度,两者均是驱动主流进入进气道内部的关键因素,为此对进气道总压恢复系数和周向畸变指数均有着重要影响;后唇口型线特征参数对进气道出口总压高低压区的分布起着调节作用,为此可以作为控制周向畸变指数的一种辅助措施。(2)合适的口面参数能明显改善平面埋入式进气道的性能。选取23°导流角、4°侧棱角以及30°后唇口型线特征参数组合进行了方案设计和风洞试验验证,在Ma0=0.7,α=-2°~8°,β=0°~2°的范围内,进气道的总压恢复系数在0.920~0.952之间,周向畸变指数在1.142%~2.237%之间,达到了实用水平。(3)研究范围内,攻角的增加有利于改善平面埋入式进气道的总压恢复系数和周向畸变指数。 展开更多
关键词 进气道 平面埋入式进气道 口面参数 进口侧棱角 前唇口导流角 后唇口型线特征参数 总压恢复系数 周向畸变指数
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爆震频率对脉冲爆震发动机引射性能影响的实验 被引量:3
18
作者 黄希桥 严传俊 +2 位作者 王治武 范玮 蒋波 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第3期401-405,共5页
采用汽油为燃料,空气为氧化剂,对多循环脉冲爆震发动机(PDE)加圆直形引射器的增推性能进行了实验研究.实验采用力传感器法对爆震发动机加引射器前后不同爆震频率以及不同引射器长度下的平均推力进行了测量.结果表明:脉冲爆震发动机非稳... 采用汽油为燃料,空气为氧化剂,对多循环脉冲爆震发动机(PDE)加圆直形引射器的增推性能进行了实验研究.实验采用力传感器法对爆震发动机加引射器前后不同爆震频率以及不同引射器长度下的平均推力进行了测量.结果表明:脉冲爆震发动机非稳态引射器可以提高系统的平均推力,当爆震频率为25Hz时平均推力增益最大,可达64.4%.在一定频率下,对直径一定的圆直管引射器存在着一个最佳长径比4.58,此时对应推力增益性能最好. 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 脉冲爆震发动机(PDE) 爆震频率 推力增益 实验研究
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超声速进气道数学模型研究 被引量:6
19
作者 卢燕 樊思齐 马会民 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第6期468-471,共4页
应用数值模拟方法对二级斜板可调的二元混压式超声速进气道的内流场性能进行了研究,根据数值模拟二元混压式超声速进气道内流场的计算结果,得出每个网格点上的压力、温度、速度及密度等参数,从而求出进气道的总压恢复系数和流量系数,并... 应用数值模拟方法对二级斜板可调的二元混压式超声速进气道的内流场性能进行了研究,根据数值模拟二元混压式超声速进气道内流场的计算结果,得出每个网格点上的压力、温度、速度及密度等参数,从而求出进气道的总压恢复系数和流量系数,并归纳出进气道主要性能参数与状态参数和几何调节参数之间的关系,得出进气道的特性曲线,建立了二元超声速进气道的数学模型。利用此数学模型,可确定进气道在不同状态下的主要内特性参数值,并作为建立带进气道、矢量喷管的发动机数学模型的建模基础,对进气道、发动机、矢量喷管的一体化控制有重要的参考价值。 展开更多
关键词 超声速进气道 总压恢复系数 流量系数 数学模型
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一种基于主成分分析法的发动机性能评估方法 被引量:7
20
作者 曹惠玲 牛军 +1 位作者 涂迅来 薛鹏 《中国民航大学学报》 CAS 2011年第6期8-11,共4页
为了能对发动机机队的性能进行视情维修管理和实时排序,利用多属性风险决策方法对高位空间进行降维处理,并根据性能参数中蕴含的客观信息建立主成分分析方法的综合模型。由该方法得出的综合指数可判断发动机的相对性能,为发动机性能评... 为了能对发动机机队的性能进行视情维修管理和实时排序,利用多属性风险决策方法对高位空间进行降维处理,并根据性能参数中蕴含的客观信息建立主成分分析方法的综合模型。由该方法得出的综合指数可判断发动机的相对性能,为发动机性能评估提供依据。 展开更多
关键词 发动机性能 主成分分析法 性能评估模型
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