船舶动力定位系统推进器推力损失计算

阐述了船舶动力定位系统(DPS)推进器推力损失的形成机理,采用基于模型试验的半经验计算方法,对推进器与船体之间的相互干扰﹑推进器之间的相互干扰、海流﹑波浪等因素引起的推进器推力损失进行了计算.在已知推进器的参数和布置以及海流、波浪等环境载荷参数条件下,计算和分析了DPS推进器在360°的范围内产生推力时的推力损失图.针对计算结果提出了推力最优分配中设置禁区的概念,并对如何减小推力损失的措施进行了探讨.

固体火箭发动机燃气舵推力损失的数值分析与测试

燃气舵是实现推力矢量控制(TVC)的一种方式,但在固体火箭发动机(SRM)尾流工作中的燃气舵不可避免的造成一定程度的推力损失,导致发动机性能下降和导弹射程减小。受发动机推力个体差异和量值小限制,给准确测试和评估推力损失数据带来困难。通过数值仿真方法,五分量天平和六分力测力试验,建立了一套相对实用的测试和分析方法,得到了较为精确的推力损失数据,为燃气舵和导弹总体设计提供了依据。

鸭翼展向吹气对发动机推力损失影响的评估

风洞实验结果表明鸭翼展向吹气能提高飞机大迎角升力,延缓机翼涡破裂,增大飞机失速迎角.但由于鸭翼展向吹气需从发动机引气,这势必对发动机推力和飞机的各项性能产生影响.采用动量定理和耗油率公式对从发动机引气造成的气流质量流量损失、发动机推力损失和对飞机总升力(引气造成的升力损失和鸭翼吹气获得的升力增量之和)的影响等方面进行了评估,并比较了机翼展向吹气与鸭翼展向吹气两种方式.结果表明,鸭翼展向吹气引气量少、推力损失小,对飞机大迎角机动性能有利,是一种可取的间接涡控制技术.

实践九号编队飞行轨控中的姿轨耦合与推力损失研究

实践九号A、B双星系统于2012年11月5日成功完成中国首次自主编队异面绕飞试验.对其配置条件及设计要求进行了介绍,对轨控中的姿轨耦合问题与推力损失问题进行了描述和分析,给出工程中处理办法与数值仿真结果.实际在轨典型轨控结果表明,通过轨控前仿真对遥控注入的轨控加速度进行修改,实现了对实际开机时间的合理延拓,保证了轨控的精度.

基于地面试验的涡扇发动机装机推力损失分析

为评定涡扇发动机装机推力损失,基于推力直接确定方法开展了发动机推力测量地面试验。通过改进完善安装节推力数据处理方法、进气道冲压阻力计算方法来提高总推力测量精度,分析表明:台架试验推力测量最大误差为2.41%,11架次飞行后停机状态发动机总推力测量误差小于0.8 kN,基本满足推力测量评定的需求。以相同状态台架试验数据为基准,对比发现:随着发动机功率状态增大,总推力损失呈明显增大趋势,中间状态换算总推力损失达到了17.95%,最大状态换算总推力损失达到了27.72%。通过分析风扇换算转速、换算流量等关键参数,得出:装机后受进气道的影响,导致换算流量明显小于同等状态下台架试验的换算流量,同时进气道内气流总压的过大损失,是造成装机后发动机推力损失明显的主要原因。

风浪中螺旋桨推力损失计算

舰船在风浪中摇荡时,螺旋桨推力将发生明显变化。该文提出了一种在非规则波中舰船螺旋桨推力损失的计算方法。仿真表明,该方法可用于舰船失速、螺旋桨水动力性能等的分析和计算。

串联式底排火箭复合增程的推力损失研究

利用分区技术 ,从二维轴对称Euler方程出发 ,应用有限体积TVD格式 ,数值模拟了火箭喷管出口截面处于底排装置空腔中不同位置时的燃气流场 ,并进行了推力损失研究 .结果表明 ,在底排装置空腔中的流动特性很复杂 ,存在涡系结构 ,底排出口截面上的密度、排气速度和压力是影响推力损失的主要因素 ,得出了推力损失随喷管出口截面在底排装置空腔中不同位置时的变化规律 。

定常空化下船用螺旋桨推力损失机理数值分析

采用数值手段探讨船用螺旋桨发生空化时其推力出现下降的机理.基于均质混合流模型和Schnerr-Sauer空化模型,以PPTC(potsdam propeller test case)桨为对象,数值模拟了其在不同空泡数下的空化流场,并将计算结果与试验结果进行了比较和分析,对计算网格和数值方法进行了有效性验证.随后数值模拟了该桨在不同进速系数下的空化流场,并与无空化流场计算结果进行了比较.结果表明:空化发生进而造成螺旋桨推力下降主要有两个原因:①空化发生区域的压力始终等于汽化压力,阻碍了该区域负压谷值的降低;②空化发生时改变了无空化区域的压力分布.随着进速系数增加,推力下降的主要原因逐渐由第一点向第二点转变.

常见故障原因:液体发动机推力损失

相对于其他问题,"液体发动机推力损失"是过去几十年来航天发射任务失败的最常见原因。自1975年以来,在大约241起故障中,共有73起或30%是由于液体发动机推力损失(不包括爆炸或点火失败的液体发动机)造成的。这些故障大多造成了灾难性的后果,也有一些仅仅造成了部分损失。

亚轨道飞行器推力常值损失下应急上升段飞行程序设计

针对亚轨道飞行器(SRLV)应急返回任务,在分析不同故障时段所具有的飞行特点的基础上,提出一种发动机推力常值损失下应急大气上升段飞行程序设计方法。该方法采用随动压变化的正攻角设计方案用于故障后飞行程序设计,使得不同故障时刻SRLV均能够安全到达低动压环境。仿真结果表明,不同故障时刻,该方法均能够在满足弯矩约束、攻角限制的情况下使得故障飞行器安全到达预定高度,为后续应急返回机动飞行提供了有利的飞行条件。

航空发动机排气引射器推力性能研究

根据发动机排气引射器流场的特征,建立了引射器内流场和排气系统外流流场的一体化三维数值模拟计算模型,得到了整个流场的基本参数;对引射器出口截面流场进行了理论分析,采用某型发动机引射器的尾流流场实验数据对模型进行了实验验证,理论分析和实验验证结果表明模型建立准确可靠。最后采用微元法,结合得到的流场参数计算了使用不同引射器时发动机的推力大小,并给出了各波瓣引射器相对于引射器1的推力损失情况。

基于严格等式约束的推力分配算法研究

为提高动力定位系统的定位精度,本文提出了一种满足严格等式约束的改进遗传算法对推力分配进行优化。该方法通过分析目标函数中不同项之间的影响,确定了推力角的权值系数,并从二个方面对遗传算法进行改进,提高了优化速度及精度:一是继承上一时刻的精英个体来生成等距初始种群;二是结合自适应算法加强局部搜索能力。针对推进器之间的水动力干涉问题,基于推力损失模型对推进器进行分组,并通过错位安置以及采用在推力禁区内设置推力减额系数的方法来降低推力损失,最后利用改进的遗传算法对半潜式平台动力定位系统的推力分配进行了仿真模拟。仿真结果表明,提出的方法在满足等式严格约束的基础上,降低了推进器推力的水动力损失,进而提高了系统的定位精度以及运行的经济性。

基于人工神经网络的半潜平台动力定位系统推力分配策略研究

针对带有禁止角的半潜平台动力定位系统推力分配算法功率较大的问题,提出了一种基于人工神经网络拟合桨—桨干扰推力损失函数的序列二次规划推力分配算法。该方法考虑了半潜平台桨—桨干扰造成的推力损失,引入推力系数来表达推力损失。利用人工神经网络拟合推力系数,将推力损失加入到推力分配的数学模型中,取消了禁止角。采用序列二次规划求解推力分配数学模型。最后以某半潜式钻井平台为例,选取三种浪向角工况进行推力分配仿真模拟,结果显示该算法在高效分配定位所需推力的同时有效减小了功率消耗,应用前景广泛。

翼身融合民机背撑发动机安装效应对推力影响研究

针对背撑发动机布置的翼身融合布局(Blend wing body,BWB)民机,为了研究机体对发动机周围流场的干扰和安装效应对有效推力的影响,通过对单独发动机短舱和飞机-发动机安装状态三维流场进行数值模拟,采用推阻力划分方法提取安装和非安装状态下发动机推阻力相关参数,获得了巡航状态和低速12°迎角状态下发动机安装效应对背撑式BWB民机推力的影响规律。结果表明:高速巡航状态,机体对发动机表面压力分布的影响导致短舱外表面吸力降低,发动机阻力增大是造成有效推力损失的主要原因;低速12°迎角状态,内、外涵喷流受机体流动影响压力降低,引起内推力减小,其降低量占有效推力安装效应影响的比例约95%,且机体边界层和分离流动并未影响发动机进气品质。在背撑式BWB民机设计中,需要考虑不同飞行状态下BWB机体对安装状态发动机流场的干扰,减小安装效应对有效推力的影响。

民用飞机尾吊发动机安装效应对推力影响研究

为准确分析并确定飞机气动力从而获取飞机气动特性,根据民用飞机研制和性能飞行试验的研究需求,采用数值模拟方法对飞机和发动机带动力三维流场进行了计算,分析了安装和非安装状态下发动机附近流场和其推力参数的变化,初步获得了发动机安装效应对尾吊式民机推力预测的影响。结果表明:本文采用的基于流管假设的推阻力划分方法和数值模拟分析方法,可以获得发动机安装前后的总推力、净推力、安装推力和各推力分量,其结果与发动机性能模型预测基本一致;在带动力条件下,对飞机可用推力的预测需仔细分析安装效应对发动机安装推力的影响,和非安装状态不同,安装状态下喷管气流易受机体/机翼/吊挂流场干扰,其上产生较为明显的压缩-膨胀-再压缩过程;对发动机安装和非安装状态内外涵喷管流动分析表明,出口气流的压力损失和摩阻差异可能是导致推力分量产生变化的主要原因。

气压变化对续航发动机推力的影响研究

针对某型续航发动机在高海拔地区试验中出现的推力不足问题,分析其设计中存在的缺陷,发现问题在于:喷管出口静压与环境气压压差匹配特性随着海拔的增高发生剧变,从而造成燃气流场的改变。通过数字仿真及模拟试验验证该观点的正确性。提出通过调整续航发动机喷管的扩张比的方法,改善发动机喷口静压与高原大气压的压差,从而保证续航发动机的高原性能。经试验验证,该方案简单易行,具有工程应用性。

进气道/发动机一体化多变量控制方法研究

针对亚声速情况下飞机机动飞行过程中大攻角状态下进气道和发动机之间流量难以匹配而导致推进系统推力损失较大的问题,提出了一种进气道/发动机一体化多变量控制方法。基于进气道/发动机一体化模型推导出了带有辅助进气门的进气道/发动机共同工作方程,并分析了共同工作原理,选用进气道和发动机的共同工作点位置作为进气道反馈量,增广到状态量中以保证进气道和发动机流量匹配。为了抑制攻角等因素引起的推力瞬间损失,在控制回路中加入了进气道限制保护环节修正控制指令,基于H_(2)/H_(∞)算法设计了进气道/发动机多变量控制器。在发动机非线性部件级模型上开展了全数字仿真验证,仿真结果表明,与常规的进气道开环控制结构相比,所提出的进气道/发动机一体化多变量控制具有良好的动态性能,并且在攻角变化情况下推力损失更小。

垂直发射巡弋飞行器总体设计方法研究

垂直发射巡弋飞行器采用由固体火箭发动机与涡喷发动机组合而成的动力系统,飞行器与动力系统一体化设计更为复杂。本文提出双质量迭代算法,通过装药质量与燃油质量的迭代计算实现垂直发射巡弋飞行器总体参数初步设计,对飞行器与动力系统的一体化设计问题进行研究,基于典型任务剖面分析了关键设计参数对于飞行器总体性能的影响规律。结果表明,飞发集成引起的涡喷发动机推力损失系数和固体火箭发动机推重比均会对飞行器总体性能产生重要影响,当推力损失系数在0.2以下时,该系数每提高0.05,起飞质量增大约3%,涡喷发动机的最大推力指标提高约5%。在总体方案设计时应尽可能降低涡喷发动机推力损失系数,并将固体火箭发动机推重比控制在4~8的范围内。

组合动力飞行器模态转换段推阻匹配与控制律设计

针对组合动力飞行器在进行模态转换时,发动机推力的损失以及进气道进气时对飞行器周围气流的影响,导致飞行器本体动力学特性呈现出强烈的非线性、耦合性和模型不匹配性等问题。文中根据涡喷发动机和冲压发动机输出推力随流量变化的关系,提出一种流量分配方案补偿了发动机动力切换时的推力损失。考虑到组合动力飞行器模态转换段动力学的复杂性,采用L1鲁棒自适应控制实现飞行器的内环增稳,采用蒙特卡洛打靶方式验证控制律的鲁棒性。仿真实验证明,设计的控制律具有一定鲁棒性。

动力定位推进系统中桨-桨干扰研究进展

阐述了动力定位推进系统中螺旋桨之间干扰的研究方法及研究进展,重点介绍了目前国内外关于螺旋桨与螺旋桨干扰的研究方法与成果,集中对有关经验公式进行总结和分析,得出了一系列的结论。有针对性地提出了模型试验及数值试验方法。最后,就如何有效降低螺旋桨-螺旋桨之间的干扰,从而提高动力定位推进系统的推进效率,加强动力定位能力,进行归纳与说明。提出了最优推力分配模块中禁止角边界条件这一概念,这对于解决动力定位推进系统中螺旋桨与螺旋桨之间的水动力干扰具有显著的作用。