2种构型升推组合推进系统装机后地面效应影响仿真

为了解近地环境下不同构型升推组合推进系统装机后的环境适应性和性能差异性,研究了地面效应对推进系统外流升力损失、内流性能损失和气动稳定性等方面的影响。构建了STOVL飞机+推进系统耦合流场模型,制定了处于同一技术水平的升力发动机和升力风扇2种构型升推组合推进系统方案,对相关参数进行了计算和对比分析。结果表明:推进系统装机后受地面效应影响,在工作环境、性能保持和功能完整性等方面,升力风扇构型明显优于升力发动机构型;相比升力风扇构型,升力发动机构型总升力减小10%,总耗油率提高5%,主发动机压缩部件喘振裕度减小10%;如要保证升力分配比为1.0,总升力同比进一步减小超过23%;为防止推进系统气动失稳,应保证主发动机进气相对温升不超过3.5%、温升率不超过50 K/s。

TRANSIENT TEMPERATURE FIELD IN ACTIVE THRUST MAGNETIC BEARING

A transient temperature field model in a thrust magnetic bearing is built in which the heat resources come mainly from the eddy-current loss of solid cores and the copper loss of coils. The transient temperature field, system temperature rise and the thermo-equilibrium state during the rotor starting-up are calculated considering only the copper loss and the eddy-current loss. The numerical results indicate that the temperatures in coils and in magnets rise rapidly, their thermo-equilibrium states are formed within a short time. The temperatures in a thrust-disk and in a rotor rise slowly, their thermo-equilibrium states are formed aller a long period time. The temperatures of the thrust-disk and the rotor are far higher than the temperatures of coils and/or magnets aller the thermo-equilibrium state has come into being.

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。

基于不同工质进行径流式透平背叶片对推力和摩擦功耗的影响研究

径流式叶轮背部增加背叶片结构可以有效调整叶轮背部腔室的压力分布,从而调整叶轮部分的轴向推力,但同时背叶片的引入会增加叶轮背面的摩擦功耗。文章基于某一径流式叶轮,研究在两种不同工质(空气及超临界CO_(2))下背叶片对叶轮背部压力分布及摩擦功耗的影响规律,并与无背叶片结构的叶轮背部腔室进行对比,通过研究发现,带背叶片结构时,背部旋转因子随泄漏量及泄漏方向的变化有较小的改变;而无背叶片结构时,背部旋转因子随泄漏量及泄漏方向的变化非常明显。背部摩擦功耗与旋转因子有关,旋转因子较大时摩擦损失较小,旋转因子较小时摩擦损失较大。另外,带背叶片时摩擦功耗要明显大于无背叶片时的摩擦功耗。

抽水蓄能机组油槽液位与推力轴承损耗关系试验研究

某抽水蓄能机组采用低损耗推力轴承系统,降低损耗约30%以上,该技术的原理是通过降低推力油槽内润滑油的液位,减少推力油槽内转动部件的搅油损耗,从而达到降低推力轴承总损耗的目的。本文以某机组参数为例,进行了理论计算,同时开展了验证性试验。试验结果和理论计算具有一致性。试验证明了低损耗推力轴承的设计原理正确,可以减少推力轴承搅油损耗。该技术方案最终成功应用于电站,运行效果良好,具有推广价值。

盾构施工过程中的土体变形研究

基于盾构施工过程,利用弹性力学Mindlin解,通过坐标变换经积分推导刀盘与土体之间摩擦力所引起的地面变形计算公式,并得到盾构施工引起的总地面变形计算公式。结合杭州地铁一号线工程中具有代表性的粉砂土层,分析盾构与土体的复杂相互作用,并对盾构与土体相互作用引起的土体变形特征进行计算。通过计算发现,盾构施工中盾壳摩擦和正面推力是盾构推力设置的主要因素,而刀盘与土体摩擦是刀盘扭矩设置的主要因素,盾构前方土体隆起主要由盾壳摩擦引起,刀盘摩擦作用主要引起地表沉降的非对称分布,地表沉降主要由盾尾空隙产生。通过实例计算并与实测结果对比发现,使用盾构变形计算公式适用范围在盾构机头前后±2L距离处,对指导实际盾构施工具有重要意义。

超声速喷流啸声的控制方法

通过实验比较了几种超声速喷流啸声的控制方法,包括附加三角凸台和开V形槽的收敛喷嘴。实验结果表明,带三角凸台和V槽的喷嘴对啸声幅值有明显的抑制,尤其是凸台喷嘴对啸声的模态也产生了明显的影响,但是啸声成分仍然存在,并且在上游方向依然占主导地位。在此基础上提出了一种新的控制方法——凸台加V槽的组合喷嘴,实验结果表明,组合喷嘴完全抑制了啸声,而且对于其它超音速喷流噪声成分的幅值也有一定程度的降低。最后还对各种结构喷嘴的气动推力损失进行了综合评估,结果表明组合喷嘴的推力损失介于V槽喷嘴和三角凸台喷嘴之间,平均推力损失在3%左右。

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。

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.

盾构隧道施工引起的地面变形计算方法研究

假定土体不排水,利用弹性力学的Mindlin解,推导正面附加推力、盾壳与土体之间的摩擦力引起的地面变形计算公式;提出土体损失引起的三维地面变形计算公式。将正面附加推力、摩擦力和土体损失引起的地面变形计算公式叠加,得到盾构施工引起的地面变形计算公式,该方法适用于施工阶段。算例分析表明,该方法的计算结果与实测值相当吻合。盾构施工引起的纵向地面变形曲线呈“S”形;隧道开挖面上方处轴线两侧的地面产生隆起现象;在正常施工时,盾壳与土体之间的摩擦力对地面变形的影响远大于正面附加推力。

吊舱推进器与船体间相互影响研究进展

吊舱推进器是近年来发展起来的一种新型船舶推进装置。针对吊舱推进器与船体之间影响的成因、干扰形式和研究方法进行了阐述,总结了吊舱推进器与船体之间相互影响的理论研究和模型试验方面取得的成果。最后提出该领域的主要研究方向,作为进一步研究的参考。

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。

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.

实心磁铁推力磁轴承热分析

对实心磁铁推力磁轴承热平衡条件进行了分析 ,提出了改进的轴承温度场估算方法。通过对试验结果的综合分析 ,对传统设计计算中较少关注的推力盘 -轴系统的电磁 -温度效应及其对轴承磁铁温升的影响进行了初步分析 ,给出了估算磁铁和推力盘 -轴系统温升的常规方法。研究结果表明 ,对推力盘 -轴系统热损耗及其与绕组 -磁铁间热耦合的忽略以及对气隙传热、散热特性的分析模型选择不当 ,是造成计算值与试验结果出现较大偏差的两个主要原因。

风浪中螺旋桨水动力变化的实用计算方法

风浪中螺旋桨水动力变化规律是研究舰船在风浪中速航性能的重要方面。本文参照有关文献,提出了一种计算风浪中螺旋桨推力、转矩损失的实用定量计算方法,既可用于较精确地估算舰船在风浪中的增阻和失速,还可供提高舰船在风浪中速航性的研究和螺旋桨设计参考。

顶管施工引起地面变形的计算方法研究

假定土体不排水固结,利用弹性力学的Mindlin解,推导了顶管正面附加推力、掘进机和后续管道与土体之间的摩擦力引起的地面变形计算公式,结合土体损失引起的地面变形计算公式,得到顶管施工引起的总的地面变形计算公式,该方法适用于施工阶段。算例分析表明,顶管施工引起地面产生三维变形,随着掘进机的顶进而不断产生变化。正面附加推力引起开挖面前方地面隆起,后方地面沉降,以开挖面正上方为轴线呈反对称分布,在正常施工时产生的地面变形较小;掘进机与土体之间的摩擦力引起的地面变形较大,分布规律与正面附加推力相似,轴线位于掘进机中间部位正上方。后续管道与土体之间的摩擦力引起的地面变形分布规律与正面附加推力相似,轴线位于后续管道中间部位正上方,注浆时引起的地面变形较小。

顶管施工引起的土体垂直变形计算方法研究

对前人工作进行总结,将3个已有的经验公式合并成一个通用经验公式,该公式可以计算由土体损失引起的土体中任一点沉降。假定土体不排水,利用弹性力学的Mindlin解推导了顶管正面附加推力、掘进机和后续管道与土体之间的摩擦力引起的土体垂直变形计算公式。结合土体损失引起的土体变形计算公式,得到顶管施工引起的总的土体垂直变形计算公式,该方法适用于施工阶段。算例分析表明,正面附加推力引起开挖面前方地面隆起,后方地面沉降,以开挖面正上方为轴线呈反对称分布,在正常施工时产生的地面变形较小;掘进机和后续管道与土体之间的摩擦力引起的地面变形分布规律与正面附加推力相似,轴线分别位于掘进机中间部位和后续管道中间部位的正上方。