ARJ21飞机非标准条件下假设温度修正原则研究

1

作者 王可 黄玉璇 夏俊 《航空工程进展》 2025年第5期190-198,共9页

目前在国产民用飞机运营中已大幅使用假设温度减推力起飞,为帮助机组理解非标准条件下快速修正原则并认可其合理性和安全性,以ARJ21飞机“重量—假设温度”关系为分析对象,分别在防冰状态、道面状态、气压状态3种典型非标准条件下,开展A... 目前在国产民用飞机运营中已大幅使用假设温度减推力起飞,为帮助机组理解非标准条件下快速修正原则并认可其合理性和安全性,以ARJ21飞机“重量—假设温度”关系为分析对象,分别在防冰状态、道面状态、气压状态3种典型非标准条件下,开展ARJ21飞机假设温度变化特性分析、修正原则研究及修正结果合理性验证,揭示非标准条件下假设温度修正原则的实质是以一个“次高温—重量”点对应的推力来匹配当前实际起飞重量,该推力与实际起飞重量所需最小推力之差大于0,并论证不同机场标高对应的高温小重量区内V_(R)、V_(2)的变化规律。结果表明:机组使用依据该方法构建的起飞分析表修正栏实施非标准条件下假设温度修正所获结果是合理且安全的。 展开更多

关键词 起飞性能 减推力起飞 假设温度法 非标准条件 修正原则

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等推力设定下不同涵道比低压系统对大涵道比涡扇发动机性能的影响

2

作者 王笃行 赖玉璇 +1 位作者 吴亚东 欧阳华 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第12期198-204,270,共8页

为全面分析不同涵道比低压系统对大涵道比涡扇发动机性能的影响,采用部件级建模方法,建立了基于相同核心机的衍生发动机模型。通过固定核心机进口气流条件,调整设计点涵道比,评估了不同低压系统配置在高温起飞推力恒定条件下的性能表现... 为全面分析不同涵道比低压系统对大涵道比涡扇发动机性能的影响,采用部件级建模方法,建立了基于相同核心机的衍生发动机模型。通过固定核心机进口气流条件,调整设计点涵道比,评估了不同低压系统配置在高温起飞推力恒定条件下的性能表现。研究结果表明:设计点涵道比和燃烧室出口温度T_(4)对发动机的排气温度和燃油经济性均有显著影响。在设计点涵道比从8.94提升至10的情况下,发动机更加依赖外涵气流提供推力,核心机负荷减小,单位燃油消耗率降低约5.3%,低压涡轮出口温度降低约2.5%,有助于延长发动机使用寿命。而当设计点涵道比从8.94降低至8时,发动机的低压涡轮膨胀比减少约9.42%,冲压阻力降低约3.03%,表明可通过减少低压涡轮级数实现结构减重。 展开更多

关键词 总体性能 部件级模型 涵道比 核心机衍生 起飞推力

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高原机场飞机起飞滑跑距离计算方法 被引量：16

3

作者 蔡良才 王海服 +1 位作者 朱占卿 种小雷 《交通运输工程学报》 EI CSCD 北大核心 2013年第2期66-72,共7页

针对高原机场的复杂环境和飞机发动机性能明显下降的特点,分析了高原机场的飞机起飞滑跑过程。将机场实际气压换算为标准大气压力,用修正的发动机瞬时推力计算不同时刻的滑跑距离,提出了高原机场飞机起飞滑跑距离计算方法。分析了海拔... 针对高原机场的复杂环境和飞机发动机性能明显下降的特点,分析了高原机场的飞机起飞滑跑过程。将机场实际气压换算为标准大气压力,用修正的发动机瞬时推力计算不同时刻的滑跑距离,提出了高原机场飞机起飞滑跑距离计算方法。分析了海拔高度、起飞质量、气温、风速等影响因素对飞机起飞滑跑距离的影响,得出滑跑距离的简化计算公式并进行了实例验证。分析结果表明:当高原机场海拔高度3 569.5m,气温为16.4℃,逆风风速为2.1m·s-1时,针对Ⅰ型飞机,采用提出方法计算的滑跑距离与实测滑跑距离的最大绝对误差不超过48m,最大相对误差不超过2.7%;针对Ⅱ型飞机,采用提出方法计算的滑跑距离与实测滑跑距离的最大绝对误差不超过100m,最大相对误差不超过4.2%;针对Ⅰ型飞机与Ⅱ型飞机,应用简化计算公式计算的滑跑距离与实测滑跑距离的最大相对误差分别为3.9%和2.8%,满足工程精度要求。 展开更多

关键词 高原机场 滑跑距离 海拔高度 起飞质量 瞬时推力 气象条件

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民航运输机减推力起飞技术 被引量：19

4

作者 刘晓明 赵廷渝 +2 位作者 温晓航 晁海涛 蒋陵平 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2009年第3期83-85,共3页

分析了减推力起飞对民航运输机涡轮风扇发动机性能的影响、实施减推力起飞所应具备的必要条件、减推力起飞的性能特点和实施减推力起飞应注意的问题,该研究对正确使用和推广减推力起飞技术,提高航空公司安全管理水平具有重要意义。

关键词 减推力起飞 涡轮前温度 发动机使用寿命 假设温度

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基于假设温度的大型客机减推起飞方法研究 被引量：5

5

作者 王新民 尹海韬 +1 位作者 郑翌 谢蓉 《计算机仿真》 CSCD 北大核心 2013年第8期36-40,45,共6页

在分析减推起飞原理的基础上,对减推起飞的过程和限制进行了详细分析,研究了涡轮发动机的温度特性以及起飞时温度对推力的影响,绘制了某大型客机的机场高度、温度与推力关系图。为研究假设温度减推起飞对燃油消耗以及起飞性能的影响,提... 在分析减推起飞原理的基础上,对减推起飞的过程和限制进行了详细分析,研究了涡轮发动机的温度特性以及起飞时温度对推力的影响,绘制了某大型客机的机场高度、温度与推力关系图。为研究假设温度减推起飞对燃油消耗以及起飞性能的影响,提出对双轴涡扇发动机采用最优伺服控制器设计其控制律。在MATLAB/SIMULINK上建立了仿真模型,对所设计的纵向假设温度减推起飞控制律进行仿真,并给出飞机的状态曲线。结果表明,假设温度减推起飞在降低燃油消耗方面有良好的效果,并有效降低航空公司的运行成本。 展开更多

关键词 减推力起飞 假设温度 起飞重量

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推力矢量无人机尾坐式垂直起降控制 被引量：6

6

作者 匡敏驰 朱纪洪 吴德贵 《控制理论与应用》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第11期1449-1456,共8页

本文研究推力矢量无人机尾坐式垂直起降的控制方法.为解决欧拉角奇异的问题,提出了水平/垂直欧拉角综合姿态解算方法.为了获得快速响应又防止超调,控制器采用线性/恒加速度逼近和角速率限幅积分逼近控制方法,并且在最终输出舵偏时进行... 本文研究推力矢量无人机尾坐式垂直起降的控制方法.为解决欧拉角奇异的问题,提出了水平/垂直欧拉角综合姿态解算方法.为了获得快速响应又防止超调,控制器采用线性/恒加速度逼近和角速率限幅积分逼近控制方法,并且在最终输出舵偏时进行了反扭矩补偿.此外,本文提出了一种特殊的数据融合算法,该算法通过迭代计算保证了高度数据的准确性.由于尾坐式起降时机体姿态和高度具有强耦合关系,本文设计了一种基于滤波前馈加速度算法的高度控制器.尾坐式起降试验结果验证了本文所述控制方法的有效性. 展开更多

关键词 尾坐式起降 推力矢量 无人机 姿态控制方法 高度控制方法

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使用条件对民航发动机涡轮叶片蠕变寿命的影响分析 被引量：13

7

作者 孙见忠 左洪福 《中国机械工程》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第11期1511-1516,共6页

发动机使用条件及自身健康状况对涡轮叶片的实际使用寿命有重要影响。以民航发动机为对象,借助发动机性能仿真模型和拉森-米勒蠕变寿命预测模型,研究了发动机性能退化、大气温度变化以及减推力起飞对涡轮叶片蠕变寿命的影响。通过仿真... 发动机使用条件及自身健康状况对涡轮叶片的实际使用寿命有重要影响。以民航发动机为对象,借助发动机性能仿真模型和拉森-米勒蠕变寿命预测模型,研究了发动机性能退化、大气温度变化以及减推力起飞对涡轮叶片蠕变寿命的影响。通过仿真实验研究发现:发动机性能衰退加速了涡轮叶片的寿命损耗,压气机效率损失3%即可导致涡轮叶片蠕变寿命减少80%;随大气温度的升高,涡轮叶片蠕变寿命呈指数规律递减;减推力起飞对涡轮叶片延寿效果比较明显,但随着推力的进一步减小,对涡轮叶片的延寿效果却不再显著。 展开更多

关键词 民航发动机 性能衰退 涡轮叶片 蠕变寿命 减推力起飞 发动机延寿

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倾转旋翼飞机技术发展研究 被引量：22

8

作者 陈恒 左晓阳 张玉琢 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2007年第1期5-8,共4页

对倾转旋翼飞机的技术基础——推力矢量技术进行了介绍,分析了倾转旋翼飞机直升机模态和固定翼飞机模态的工作特点;针对倾转旋翼飞机的概念、方案进行了论述,并提出了倾转旋翼飞机的技术规格要求;总结了倾转旋翼飞机的技术发展历程、技... 对倾转旋翼飞机的技术基础——推力矢量技术进行了介绍,分析了倾转旋翼飞机直升机模态和固定翼飞机模态的工作特点;针对倾转旋翼飞机的概念、方案进行了论述,并提出了倾转旋翼飞机的技术规格要求;总结了倾转旋翼飞机的技术发展历程、技术方案演变及各发展阶段的特点,并展望了其应用前景。 展开更多

关键词 倾转旋翼飞机 推力矢量 垂直起降 飞行控制

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运输机减推力起飞方法和收益研究 被引量：4

9

作者 刘双 郭基联 周义蛟 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2018年第6期87-91,96,共6页

针对运输机过度使用大功率的现状,进行了减推力起飞方法和收益的相关研究。首先阐述了减推力起飞的原理,并总结了减推力起飞的流程及注意事项;其次,定量地分析了推力对发动机性能的影响,并通过实例分析,表明减推力可延缓发动机的性能衰... 针对运输机过度使用大功率的现状,进行了减推力起飞方法和收益的相关研究。首先阐述了减推力起飞的原理,并总结了减推力起飞的流程及注意事项;其次,定量地分析了推力对发动机性能的影响,并通过实例分析,表明减推力可延缓发动机的性能衰退,延长在翼寿命;最后,通过实际数据定性地分析了减推力对维修成本的影响。研究结果表明,减推力延长了发动机重要件的寿命,降低了维修成本,可为大型军用运输机减推力起飞技术应用论证提供借鉴。 展开更多

关键词 运输机 减推力起飞 在翼寿命 维修成本

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基于假设温度减推力起飞的理论依据 被引量：8

10

作者 赵廷渝 《西南交通大学学报》 EI CSCD 北大核心 2005年第5期677-679,共3页

为正确使用和推广减推力起飞技术,分析了高涵道比涡轮风扇发动机温度特性和大型民航机起飞性能.假设温度是由飞机实际起飞质量确定的相当的大气温度.实施假设温度减推力起飞的必要条件是飞机实际起飞质量小于最大起飞质量,并且假设温度... 为正确使用和推广减推力起飞技术,分析了高涵道比涡轮风扇发动机温度特性和大型民航机起飞性能.假设温度是由飞机实际起飞质量确定的相当的大气温度.实施假设温度减推力起飞的必要条件是飞机实际起飞质量小于最大起飞质量,并且假设温度高于发动机推力平台温度.假设温度减推力起飞的风扇转速由发动机相似条件计算. 展开更多

关键词 减推力起飞 假设温度 理论依据 涡扇发动机

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减推力起飞对环境的影响 被引量：1

11

作者 闫国华 王玉臣 任升 《中国民航大学学报》 CAS 2013年第2期29-31,66,共4页

为研究减推力起飞对环境的影响,包括其对噪声排放的影响和对二氧化碳以及氮氧化物等主要大气污染物排放的影响,本研究使用对照试验的方法,通过不同型号民用客机设置对照组,根据对照试验的结果进行处理分析,以分析减推力起飞对于环境的... 为研究减推力起飞对环境的影响,包括其对噪声排放的影响和对二氧化碳以及氮氧化物等主要大气污染物排放的影响,本研究使用对照试验的方法,通过不同型号民用客机设置对照组,根据对照试验的结果进行处理分析,以分析减推力起飞对于环境的影响。通过分析可以得出,减推力起飞造成近距离噪声小幅升高,并伴有氮氧化物排放量降低,而对于二氧化碳的排放量几乎没有影响。 展开更多

关键词 减推力起飞 环境 对照试验 噪声 排放

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民用航空发动机拐点温度的计算方法 被引量：7

12

作者 闫锋 尚永锋 +1 位作者 左渝钰 侯甲栋 《航空计算技术》 2013年第1期44-48,共5页

影响民航飞机飞行安全的因素众多,其中动力装置性能为一主要因素。针对国内外民机主力机型A320系列飞机的航空发动机CFM56-5B的拐点温度进行研究。阐释高涵道比发动机拐点温度的定义,统计分析CFM56-5B系列发动机拐点温度值及影响因素。... 影响民航飞机飞行安全的因素众多,其中动力装置性能为一主要因素。针对国内外民机主力机型A320系列飞机的航空发动机CFM56-5B的拐点温度进行研究。阐释高涵道比发动机拐点温度的定义,统计分析CFM56-5B系列发动机拐点温度值及影响因素。分析其对飞机实施假设温度减推力起飞的意义及实施方法,飞机运行高温高原机场的性能要求以及拐点温度对发动机实施健康评估保障飞行安全的作用。应用最小二乘法对起飞数据进行处理,分别采用平均值法和正切法计算实际拐点温度,并与理论值验证得正切法可行。 展开更多

关键词 拐点温度 减推力起飞 假设温度 高温高原机场 排气温度裕度 性能评估 正切法

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S/VTOL战斗机用推力矢量喷管技术的发展及关键技术分析 被引量：9

13

作者 王占学 刘帅 周莉 《航空发动机》 2014年第4期1-6,共6页

S/VTOL(short/vertical take-off and landing)战斗机用推力矢量喷管是飞机实现短距起飞垂直降落,摆脱对跑道的依赖,减小航母的设计难度,及显著提高飞机机动性能的关键技术,已成为第4代战斗机和战斗机用航空发动机的设计标志。结合不同... S/VTOL(short/vertical take-off and landing)战斗机用推力矢量喷管是飞机实现短距起飞垂直降落,摆脱对跑道的依赖,减小航母的设计难度,及显著提高飞机机动性能的关键技术,已成为第4代战斗机和战斗机用航空发动机的设计标志。结合不同时期推力矢量喷管的特征和不同战斗机对推力矢量的技术要求,对短距起飞垂直降落战斗机用矢量喷管的结构特点、工作原理及发展状况进行了归纳及总结。详细提出了S/VTOL战斗机用推力矢量喷管的关键技术,并对开展S/VTOL战斗机用矢量喷管技术研究提出建议。 展开更多

关键词 推力矢量喷管 短距起飞 垂直降落 升力发动机 升力风扇 航空发动机

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带升力风扇飞机的短距起飞建模和仿真研究 被引量：11

14

作者 彭润艳 王和平 林宇 《计算机仿真》 CSCD 2008年第4期46-48,64,共4页

着重研究带升力风扇飞机在考虑地效时的短距起飞性能。结合地面效应在飞机起飞时的影响,气动舵面和推力矢量融合控制技术的飞机运动状态,建立了考虑地效的飞机纵向动力学数学模型。最后以某ASTOVL验证机为背景机,借助Matlab7.1/Simulin... 着重研究带升力风扇飞机在考虑地效时的短距起飞性能。结合地面效应在飞机起飞时的影响,气动舵面和推力矢量融合控制技术的飞机运动状态,建立了考虑地效的飞机纵向动力学数学模型。最后以某ASTOVL验证机为背景机,借助Matlab7.1/Simulink环境,对三种不同动力方案飞机的起飞过程进行仿真计算,并与飞行试验结果相比较,结果表明考虑地效时建立的数学模型具有更好的可信度;同时可以看出采取不同推力矢量动力方案对飞机起飞性能的改善有很大的差异,尤其是带升力风扇的推力矢量飞机在短距起飞性能上可以获得明显的收益。 展开更多

关键词 推力矢量 升力风扇 地效 短距起飞 数值仿真

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基于减推力起飞的航空器降噪效果研究 被引量：2

15

作者 刘红叶 张凯月 +2 位作者 赵悦 杨春霄 李亚菲 《航空计算技术》 2022年第3期29-32,37,共5页

减推力起飞技术能够延长航空器发动机使用寿命,降低民航经济成本,在实际应用中对航空器离场噪声控制也有一定效果。选择了昼夜等效噪声级作为累积事件噪声评价量,使用航空环境设计工具AEDT(Aviation Environmental Design Tool)进行标... 减推力起飞技术能够延长航空器发动机使用寿命,降低民航经济成本,在实际应用中对航空器离场噪声控制也有一定效果。选择了昼夜等效噪声级作为累积事件噪声评价量,使用航空环境设计工具AEDT(Aviation Environmental Design Tool)进行标准离场与减推力起飞的噪声影响水平仿真计算,对比航空器采用标准离场与减推力起飞的噪声影响水平差异,从噪声影响区域轮廓和区域面积两方面分析了减推力起飞的降噪效果。结果表明,减推力起飞能够拉长噪声影响区域形状,缩短噪声影响区域直径,整体缩短噪声影响区域轮廓长度,减小噪声影响区域面积,达到区域整体降噪的效果。 展开更多

关键词 航空器噪声 减推力起飞 AEDT 昼夜等效噪声级

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民用飞机灵活温度起飞和试验数据简析 被引量：1

16

作者 王朝蓬 汪涛 马志平 《工程与试验》 2016年第4期33-35,共3页

民用航空运输中,由于灵活温度起飞具有延长发动机热端寿命,有效降低发动机使用、维护成本,而且可以降低起飞噪声,减少燃油消耗,降低航空公司的运行成本,改善机场周围的环境质量等优点而备受重视。本文介绍了灵活温度起飞,并结合某型民... 民用航空运输中,由于灵活温度起飞具有延长发动机热端寿命,有效降低发动机使用、维护成本,而且可以降低起飞噪声,减少燃油消耗,降低航空公司的运行成本,改善机场周围的环境质量等优点而备受重视。本文介绍了灵活温度起飞,并结合某型民用飞机的灵活温度起飞试验数据,对其进行分析。最后提出了应用灵活温度起飞应注意的一些方面。 展开更多

关键词 减推力起飞 灵活温度起飞 平台温度

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减推力起飞对航空发动机性能影响 被引量：5

17

作者 李书明 商智超 马晓政 《机械工程与自动化》 2017年第1期166-167,共2页

介绍了飞机减推力起飞的方法,分析了减推力起飞对民用涡轮风扇发动机性能的影响。得出减推力起飞能降低发动机涡轮前温度、起飞排气温度裕度(EGTM),延长发动机在翼时间和使用维护周期,达到节约发动机维修成本的目的。

关键词 减推力起飞 涡轮风扇发动机 涡轮前温度 起飞排气温度裕度(EGTM)

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水平起降Ma4高速飞机用涡轮冲压组合发动机研制关键技术难点解析及对策研究 被引量：1

18

作者 王奉明 朱俊强 +1 位作者 陈博 徐纲 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第10期2303-2312,共10页

水平起降Ma4高速飞机是目前研究的热点,涡轮冲压组合发动机是其可行动力形式之一,但历经50多年发展,Ma3.5以上涡轮冲压组合动力目前仍然停留在地面试验阶段,为了探明限制涡轮冲压组合发动机从技术研究转入工程研制的关键因素,本文设计... 水平起降Ma4高速飞机是目前研究的热点,涡轮冲压组合发动机是其可行动力形式之一,但历经50多年发展,Ma3.5以上涡轮冲压组合动力目前仍然停留在地面试验阶段,为了探明限制涡轮冲压组合发动机从技术研究转入工程研制的关键因素,本文设计了一个配装两台涡轮-亚燃冲压组合发动机、最高飞行速度为Ma4左右的水平起降高速飞机模型,设定了飞行任务剖面,计算出了整个飞行过程中飞机对发动机的推力需求,并对比现有航空发动机技术能力,分析出了阻碍涡轮冲压组合发动机向工程应用迈进的三大核心要素:飞机高空高速爬升阶段发动机存在一个巨大的"推力缺口",现有发动机推重比不够高导致飞机有效载荷和航程受到极大限制,发动机长时间高Ma数飞行导致可靠性和寿命低。据此针对性提出了技术研究措施建议。 展开更多

关键词 涡轮-亚燃冲压组合发动机 水平起降Ma4高速飞机 推力缺口 任务剖面优化

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基于Wiener和Copula函数性能退化模型的减推力起飞可靠性收益评估研究 被引量：11

19

作者 周义蛟 郭基联 +2 位作者 万巍 姜禹呈 邵帅 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第3期667-674,共8页

从精细化、规范化管理使用发动机的角度出发,针对航空发动机减推力起飞在可靠性和安全收益指标的贡献度量化评估问题,提出了一种基于性能退化分析的可靠性收益评估方法。建立了单个性能参数Wiener退化量模型,并利用Copula函数进行二元... 从精细化、规范化管理使用发动机的角度出发,针对航空发动机减推力起飞在可靠性和安全收益指标的贡献度量化评估问题,提出了一种基于性能退化分析的可靠性收益评估方法。建立了单个性能参数Wiener退化量模型,并利用Copula函数进行二元相关性能参数退化量建模,提出了基于Copula函数和Wiener退化过程的二元相关性能可靠性模型。将模型应用于实例分析,通过发动机执行减推力和未执行减推力时的性能退化数据,定量地分析了执行减推力起飞技术对可靠性和在役寿命方面的贡献度,并将文中提出的方法与基于单参数的性能可靠度函数以及二元独立性能参数的性能可靠度函数进行对比分析。结果表明,执行减推力起飞技术的发动机在运行中有更高的安全裕度,在役寿命平均延长了23%左右。 展开更多

关键词 航空发动机 减推力起飞 可靠性 WIENER过程 COPULA函数

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组合循环发动机飞机/发动机性能一体化分析 被引量：9

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作者 张冬青 宋文艳 +2 位作者 柴政 刘立立 孟乒乒 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第10期2498-2508,共11页

采用飞机/发动机一体化分析方法,开展了两种典型组合循环发动机方案(方案一为涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机,方案二为涡轮/引射冲压/双模态超燃冲压组合发动机)总体性能对比研究。基于给定的马赫数为6.5巡航的高超声速飞行器... 采用飞机/发动机一体化分析方法,开展了两种典型组合循环发动机方案(方案一为涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机,方案二为涡轮/引射冲压/双模态超燃冲压组合发动机)总体性能对比研究。基于给定的马赫数为6.5巡航的高超声速飞行器的飞行任务需求,进行了约束分析与任务分析,优选出满足约束条件下的飞行器起飞推质比和机翼载荷,得到了相应的飞行器起飞总质量和海平面起飞推力,并进行了两种方案的对比研究。结果表明:在完成相同的飞行任务下,方案一的起飞总质量与方案二相当,前者比后者减小了2.6%;方案一的起飞推力比方案二高出10.3%;基于涡轮发动机水平,方案一和方案二分别需要采用两台海平面起飞推力为129kN和119kN量级的涡轮发动机。此外,飞行器起飞总质量随巡航距离增加而显著增加,巡航距离为4 000km时,两种方案的起飞总质量将达到85t左右。 展开更多

关键词 高超声速巡航飞行器 组合循环发动机 飞机/发动机性能一体化 总体性能 起飞推力

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