考虑性能退化的飞机典型部件灵敏度分析
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航空器零部件寿命与失效分析研究近年来,随着航空事业的不断发展,航空器的设计和制造技术已经得到了很大的提升。
航空器中的零部件质量和性能也越来越被重视。
因此,对航空器零部件的寿命和失效的分析研究也越来越重要。
航空器零部件的寿命是指该零部件在使用过程中最长的有效寿命。
在使用过程中,航空器中的零部件会遭受各种不同的力和负荷,这些力和负荷将影响零部件的寿命。
航空器零部件的寿命可以根据材料的特性、使用方式、使用环境、负荷等因素来进行评估和分析。
失效是指航空器中的零部件在使用过程中出现了不符合要求的情况。
失效的原因很多,例如过度疲劳、损伤、腐蚀等等。
失效会导致航空器的安全性和可靠性下降,甚至危及人员安全。
因此,对航空器中的零部件失效原因的分析和研究非常重要。
航空器零部件的寿命和失效分析是一项技术含量很高的工作。
在寿命研究中,需要对材料进行多种试验和分析,例如拉伸试验、疲劳试验、化学成分分析、微结构分析等等。
这些试验和分析能够为零部件的设计、制造和使用提供有价值的信息和指导。
在失效分析中,需要采用多种方法来确定失效原因,例如非破坏性检测、磁粉探伤、金相显微镜分析等等。
这些方法可以帮助确定零部件的失效原因,从而采取相应的措施进行技术改进和改良。
航空器零部件寿命和失效分析的应用范围非常广泛。
首先,对于航空器制造厂商来说,对零部件的寿命和失效进行研究是确保产品质量的必要手段。
其次,对于航空器维护人员和操作人员来说,对零部件的寿命和失效进行研究是确保航空器安全运行的重要保障。
最后,对于航空事故调查机构来说,对零部件的寿命和失效进行研究是确认事故原因的必要手段。
航空器零部件寿命和失效分析的研究还存在着一些问题和挑战。
首先是因为航空器的使用环境极端复杂和严苛,这会对零部件的寿命和失效产生影响。
其次是因为航空器零部件材料的选择和制造标准会影响零部件寿命和失效。
第三是因为对于一些新材料或者新制造工艺,还缺乏科学可靠的寿命和失效评估方法。
航空器起动电机驱动系统的敏感度分析与容错设计摘要:航空器起动电机驱动系统是飞机起飞和着陆过程中至关重要的部件之一。
本文旨在对该系统的敏感度进行分析,并根据分析结果提出相应的容错设计方法。
首先,通过对起动电机驱动系统的工作原理进行简要介绍,阐明其在航空器起飞和着陆过程中的作用。
然后,利用敏感度分析方法对系统进行评估,识别出可能的故障源,并分析其对系统性能的影响。
最后,提出容错设计的原则和方法,以提高系统的可靠性和安全性。
一、引言航空器起动电机驱动系统是飞机起飞和着陆过程中至关重要的部件。
起动电机驱动系统通过提供起动电机所需的动力,使其能够快速启动飞机引擎。
起动电机驱动系统的可靠性和效率直接影响飞机起飞和着陆的安全性和航班准点率。
为了提高起动电机驱动系统的可靠性和性能,进行敏感度分析和容错设计是必要的。
二、起动电机驱动系统的工作原理与作用起动电机驱动系统通常由电源、控制装置、传动装置和起动器等组成。
电源为起动电机提供所需的电能,控制装置用于控制起动电机的启动和停止,传动装置将电能转化为机械能,并将其传递给起动器。
起动器通过驱动飞机引擎的转子,并在转子达到一定转速后,引擎开始自动工作。
起动电机驱动系统在航空器起飞和着陆的过程中担负着启动飞机引擎的重要任务,同时也需要具备高效率、低噪声和安全性等方面的要求。
三、敏感度分析方法敏感度分析是一种对系统进行评估的方法,通过识别系统中可能的故障源,并分析其对系统性能的影响程度,以便针对性地改进和优化系统。
在进行敏感度分析时,可以采用以下方法:1. 统计分析法:通过收集大量实际运行数据,分析起动电机驱动系统的使用情况和故障统计,识别出常见的故障原因和影响因素。
2. 传感器监测法:安装传感器和监测设备,监测起动电机驱动系统的各项参数,如温度、振动、电流等,当参数超出正常范围时,即反映可能存在故障。
3. 故障树分析法:构建起动电机驱动系统的故障树模型,通过对故障树进行层层剖析,识别出可能的故障源和事件序列,并评估其对系统性能的影响。
灵敏度分析在工程分析中,人们不仅关心车辆、产品等东西的性能预测,同时也关心利用性能预测的结果来变更设计、修正误差时的灵敏度进行分析。
对这些参数的灵敏度进行量化分析,即称作灵敏度分析。
举例来讲,想预测飞机的起飞距离。
从Anderson的《Intro. To Flight》一书中,起飞距离的估算遵循如下方程:2max 1.44LOL W S g SC Tρ∞= 结合实际例子,以Anderson 书中描述的CJ-1喷气式飞机为例。
该例子中,各项取值如下:2318S ft =3/002377.0ft slugs =∞ρ(海平面高度)232.2/g ft s =7300T lbs = 19815W lbs = max 1.0L C =依据该“名义”工况:()21.4419815(32.2)(0.002377)(318)(1.0)(7300)LOS = 3182LO S ft =(名义工况)假设max L C 不确定,相对于名义工况有±0.1的误差,则 max 0.9 1.1L C ≤≤同样,我们假定飞机在负载情况下重量有所增加。
具体来讲,加入重量有10%的增加:(1)线性灵敏度分析(2)非线性灵敏度分析(即再评价) 上述两种分析方法各有优缺点。
通常依据问题本身的性质以及可用的工具来选择使用哪种方法。
采用两种方法分别进行分析。
线性灵敏度分析线性灵敏度依据泰勒级数方法近似。
假定我们想知道LO S 随W 和max L C 的变化关系,则:max max max max max (,)()LO L L LO LO LO L L L S C C W W S SS C C W C WΔ+Δ≅∂∂+Δ+Δ∂∂ 则LO S 的变化量为:max max LO LO LO L L S SS C W C W∂∂Δ≡Δ+Δ∂∂ LO S 随max L C 和j W 变化的线性灵敏度分别为导数max LO L S C ∂∂和LOS W ∂∂。
航空发动机性能退化缓解控制技术分析刘瀛张小博通讯作者发布时间:2021-09-08T01:07:56.061Z 来源:《中国科技人才》2021年第14期作者:刘瀛张小博通讯作者[导读] 航空发动机性能退化缓解控制技术,包含了传统控制技术具备的优势,还可以直接实现推力控制。
空军工程大学航空工程学院陕西西安 710038摘要:航空发动机性能退化缓解控制技术,包含了传统控制技术具备的优势,还可以直接实现推力控制。
进行相关的研究不仅能够提高航空发动机的自主控制能力,同时也能达到验证航空发动机性能退化缓解控制效果的目的。
本文分析了航空发动机性能退化缓解控制技术,并以某双轴混排涡扇发动机为研究对象,希望控制系统设计和方针验证的结果,能够为提高相关技术可行性提供有效参考。
关键词:航空发动机;性能退化;退化缓解航空发动机在应用的过程中,由于自然磨损和使用寿命缩短等原因,其中的部分零件有可能产生退化的情况。
这种退化的直观表现就是航空发动机的工作效率降低,最终导致发动机型号和额定发动机之间产生差异。
对于航空发动机当中设计的传统控制方式来讲,在一定的飞行高度和环境温度当中,当发动机的性能退化之后,转速和压比等被控制的参数以及推力都会产生对应变化,这显然会导致航空发动机能够提供的推力以及需求不相适应。
在这样的情况下,需要飞行员手动调整PLA才能满足飞机飞行需要。
一、性能退化缓解控制结构本文主要研究的是航空发动机性能退化缓解控制PDMC技术,PDMC有直接推力控制的优势,也能够支持飞行员按照自身习惯进行各型号操作,且更方便工程的落实。
PDMC包含两个控制回路,即内环和外环,其中内环回路使用的基本逻辑是基于传感器的传统控制方式影响下产生的,简单讲就是通过传感器进行信号测量工作。
例如:转速和压比等反馈都会反馈到输入端,并与参考指令产生线明显偏差,再按照实际偏差情况进行相应的控制工作。
外环回路则是通过额定发动机实时模型计算未退化发动机的实际推力,最终得出的数值将作为推理的期望值,但需要注意的是实际发动机的推力估计值则会作为反馈值使用,将两者之间的差异作为修正内环回路转速的参考依据使用。
飞行器的结构疲劳分析与优化在现代航空航天领域,飞行器的安全性和可靠性是至关重要的。
而飞行器在长期的使用过程中,由于受到各种复杂的载荷作用,其结构容易出现疲劳损伤,从而影响飞行器的性能和安全。
因此,对飞行器的结构进行疲劳分析与优化是保障飞行器安全运行的关键环节。
飞行器的结构疲劳问题是一个复杂而又具有挑战性的课题。
疲劳是指材料或结构在反复加载和卸载的作用下,逐渐产生微小裂纹,并随着时间的推移,这些裂纹不断扩展,最终导致结构的破坏。
对于飞行器来说,其在飞行过程中会经历各种不同的载荷情况,如气动载荷、发动机振动载荷、起落架冲击载荷等。
这些载荷的交替作用会使飞行器的结构产生疲劳损伤。
在进行飞行器结构疲劳分析时,首先需要对飞行器所承受的载荷进行准确的测量和分析。
这包括对飞行过程中的气动力、发动机振动、起落架冲击等载荷进行监测和模拟。
通过先进的测量技术和数值模拟方法,可以获取飞行器在不同飞行状态下的载荷数据,并将其转化为结构分析所需要的输入条件。
同时,还需要对飞行器的结构材料进行深入的研究。
不同的材料具有不同的疲劳性能,因此选择合适的材料对于提高飞行器的结构疲劳寿命至关重要。
此外,材料的加工工艺和热处理方式也会对其疲劳性能产生影响,在设计过程中需要充分考虑这些因素。
在分析方法方面,有限元分析(Finite Element Analysis,FEA)是目前广泛应用的一种手段。
通过将飞行器的结构离散为有限个单元,并建立相应的数学模型,可以计算出结构在各种载荷作用下的应力、应变分布情况。
基于这些结果,可以进一步评估结构的疲劳寿命。
除了有限元分析,实验研究也是飞行器结构疲劳分析的重要手段。
通过对实际结构进行疲劳试验,可以获取更加真实可靠的疲劳数据。
然而,实验研究往往成本较高,且受到试验条件的限制,因此通常与有限元分析相结合,相互验证和补充。
在了解了飞行器结构的疲劳特性之后,就需要采取相应的优化措施来提高其疲劳寿命。
优化的方向主要包括结构形状优化、材料选择优化和制造工艺优化等。
航空发动机推力变化对飞机基本性能影响的敏感性分析赵肃;李建榕【摘要】通过给定航空发动机非安装特性和飞机基本气动特性,建立了用于计算发动机安装推力和飞机基本飞行性能的数学模型,并进行了发动机推力变化对飞机基本飞行性能影响的敏感性分析.分析结果表明,发动机推力变化对飞机最小平飞马赫数影响的敏感度很小,对最大爬升率影响的敏感度较大,对飞机最大平飞马赫数和实用升限的影响由发动机的具体状态和推力变化趋势决定.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2010(036)002【总页数】5页(P26-30)【关键词】航空发动机;飞机;性能;敏感性分析【作者】赵肃;李建榕【作者单位】沈阳发动机设计研究所,沈阳,110015;沈阳发动机设计研究所,沈阳,110015【正文语种】中文1 引言航空发动机作为飞机的动力来源,直接影响飞机的飞行性能[1],因此,在进行飞机/发动机系统总体设计时,必须考虑二者之间的协调匹配关系,达到飞机/发动机一体化设计的要求。
发动机设计部门可以利用发动机推力特性与飞机飞行性能间的敏感性关系曲线,适当调整发动机循环参数,从而得到最佳的飞行性能。
研究发动机推力变化对飞机基本飞行性能的影响的敏感性关系,对于优化发动机设计参数和推力特性、更有效地发挥飞机的飞行性能具有重要意义。
本文从性能一体化[2]角度出发,比较直观地给出了发动机推力变化对飞机各项基本飞行性能影响的敏感性关系。
2 计算模型在给定发动机非安装特性和飞机基本气动特性基础上计算飞机的基本飞行性能,发动机的安装特性是必要的原始数据,因此,需首先对其进行准确计算。
为了直观体现飞机基本飞行性能与发动机推力间的敏感性关系,本文建立了敏感性分析模型,定义了敏感系数ξ。
2.1 发动机安装性能计算由于存在安装效应,配装在飞机上的前、后发动机的性能存在明显变化。
在某些飞行条件下,在推进系统装机后发生的推力损失可达发动机净推力的20%以上。
所以,在计算飞机的飞行性能时,首先要考虑发动机/飞机机体的安装损失,否则将产生很大的误差。
link appraisement陆永杰 滕宝梁 刘宝方中航工业直升机设计研究所陆永杰,男,硕士,中航工业直升机设计研究所,设计员,研究方向:直升机飞行力学。
中国科技信息2020年第6期·CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Mar .2019◎航空航天其中,状态1为3吨、正常重心;状态2为3吨、重心后移0.1米;状态3为3吨、重心后移0.2米;状态4为2吨、重心后移0.2米。
通过表1和图1可以看出,当重量不变时,随着重心位置的后移,直升机的纵向稳定性变差,由等级1降低到等级2、等级3。
重心相同,重量由3吨减至2吨时,稳定性由等级3变为等级2。
由此可以得出具有相同重量的直升机,重心越靠后,直升机的纵向稳定性越差,这是直升机迎角增加导致旋翼总拉力增大,若重心在后,旋翼拉力的增量对重心的力矩是不稳定的抬头力矩,使得直升机的迎角稳定性变差。
因此在直升机设计时必须严格限制后重心。
同时,相同的后重心位置,飞行重量越大,旋翼产生更大的抬头力矩,即不稳定程度大。
旋翼参数其中,状态1为3吨、后重心、挥舞铰偏置量为4%R;状态2将状态1中挥舞铰偏置量增加到8%R;状态3将状态1中的转速增加10%;状态4将状态1中的弦长增加10%。
通过计算分析可以看出:1) 螺旋模态:螺旋模态取决于旋翼上反效应和垂尾、尾桨的航向稳定性,如果直升机受到扰动产生右倾,则旋翼拉力和重力的合力会使直升机向右侧滑。
这时,尾桨和垂尾拉力变化会使直升机向右偏转,表现出方向稳定性的作用,而旋翼的上反效应会纠正直升机的侧滑甚至引起左滚,于是右侧滑消失,航向改变也中止。
如果旋翼的上反效应不足,不能及时克服右侧滑,而尾桨和垂尾的方向稳定性作用会使直升机持续转向,航向角就会单调发散。
表2中的螺旋模态均收敛,是稳定的,说明本文建立的直升机飞行力学模型的旋翼上反效应很强。
2)荷兰滚模态:荷兰滚模态与螺旋模态一样,也是由横向稳定性(来自旋翼的上反效应和垂尾、尾桨)和航向稳定性(主要来自尾桨和垂尾)决定,但与螺旋模态不同的是荷兰滚模态的物理成因是两者的匹配关系。
飞行器的结构疲劳分析与优化方法在现代航空航天领域,飞行器的安全性和可靠性是至关重要的。
而飞行器结构的疲劳问题,是影响其长期稳定运行的关键因素之一。
为了确保飞行器在复杂的工作环境中能够安全可靠地飞行,对其结构进行疲劳分析与优化是必不可少的工作。
飞行器在飞行过程中,会受到多种载荷的作用,如气动载荷、惯性载荷、振动载荷等。
这些载荷的反复作用会导致飞行器结构材料的微观损伤逐渐累积,最终可能引发结构的疲劳破坏。
因此,对飞行器结构进行疲劳分析,就是要预测结构在这些载荷作用下的疲劳寿命,以便及时发现潜在的疲劳危险部位,并采取相应的措施进行优化和改进。
在进行飞行器结构疲劳分析时,首先需要获取准确的载荷数据。
这通常需要通过风洞试验、飞行试验或者数值模拟等方法来实现。
风洞试验可以直接测量飞行器在不同气流条件下所受到的气动力,但这种方法成本较高,而且试验条件有限。
飞行试验则能够获取最真实的载荷数据,但同样存在成本高、风险大等问题。
相比之下,数值模拟是一种较为经济高效的方法,它可以通过建立飞行器的数学模型,模拟其在不同飞行状态下的流场和受力情况,从而得到较为准确的载荷分布。
得到载荷数据后,就需要选择合适的疲劳分析方法。
目前常用的疲劳分析方法主要有基于应力的方法、基于应变的方法和基于损伤力学的方法等。
基于应力的方法是最传统的疲劳分析方法,它通过计算结构在载荷作用下的应力分布,结合材料的疲劳性能曲线来预测疲劳寿命。
这种方法简单直观,但对于一些复杂的应力状态和高应变情况,其预测精度可能不够理想。
基于应变的方法则更适用于分析高应变、低周疲劳的情况,它通过计算结构的应变分布来预测疲劳寿命。
基于损伤力学的方法则从材料微观损伤的角度出发,建立损伤演化模型来预测疲劳寿命,具有较高的理论精度,但计算过程较为复杂。
在实际的疲劳分析中,还需要考虑多种因素的影响,如材料的性能分散性、制造工艺缺陷、环境因素等。
材料的性能分散性是指由于材料的生产工艺和质量控制等原因,导致同一批次的材料在性能上存在一定的差异。
飞机作战效能的灵敏度分析
郭辉;徐浩军;张彤;刘凌
【期刊名称】《飞行力学》
【年(卷),期】2009(27)2
【摘要】灵敏度分析是武器装备作战效能优化的重要组成部分。
依据对数法的基本思路分析得出了对数法中影响作战效能的关键参数,通过算例进行了关键参数在一定范围内变化时飞机作战效能的灵敏度分析,得出了一些有意义的结论。
【总页数】3页(P31-33)
【关键词】作战效能评估;对数法;灵敏度分析
【作者】郭辉;徐浩军;张彤;刘凌
【作者单位】空军工程大学工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】V271.4
【相关文献】
1.作战效能灵敏度分析的区间方法 [J], 李冬;瞿朝辉;马海洋
2.指标灵敏度分析的飞机空战效能评估方法比较 [J], 柴栋;童中翔;芦艳龙;王超哲
3.天基对地武器作战效能评估及其灵敏度分析 [J], 周鼎;张安;常欢
4.飞机作战生存力设计参数灵敏度分析 [J], 杨哲;李曙林;周莉;石晓朋
5.基于SVM的作战效能灵敏度分析 [J], 李冬;王璐;康文峥
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航空航天科学技术科技创新导报 Science and Technology Innovation Herald9DOI:10.16660/ki.1674-098X.2019.23.009涡扇发动机的性能退化控制与推力确定分析范凯(海军装备部 陕西西安 710021)摘 要:航空涡扇发动机是飞机主要动力供给模块之一,航空涡扇发动机性能控制效果对飞机飞行品质、可靠性造成了直接的影响。
因此,本文以航空涡扇发动机性能退化控制为入手点,利用性能退化缓解控制技术,设计了航空涡扇发动机部件级模型,并对其进行了仿真试验分析。
关键词:涡扇发动机 性能退化控制 推力中图分类号:V235.13 文献标识码:A 文章编号:1674-098X(2019)08(b)-0009-02航空涡扇发动机是知识密集型高科技产品,在航空涡扇发动机研发、生产、制作过程中涉及了控制技术、工程热力学、工程力学、计算机技术、电子技术、空气动力学等多学科技术。
但是在航空涡扇发动机运行年限内性能退化问题不可避免。
航空涡扇发动机性能退化问题的出现,不仅加重了飞行员操作负担,而且增加了航空涡扇发动机运行风险。
因此,对航空涡扇发动机性能退化缓解控制技术进行适当分析具有非常重要的意义。
1 涡扇发动机性能退化缓解控制方法概述航空涡扇发动机性能退化缓解控制(Per for ma nce Derioration Mitigation Control ),其主要是在传统控制系统的基础上,以系统自主性推力控制为目的设置的智能改进控制架构。
一般来说,在航空涡扇发动机正常运行过程中,油门杆角度及转速、压力比等被控制参数、推力间关系处于稳定状态。
此时,可以根据PLA控制指令,确定油门杆对应的推力参数;而在航空涡扇发动机性能退化后,其油门杆、推力间对应关系也会发生一定变化。
这种情况下,就可以利用发动机性能退化缓解控制技术,根据前期推力参数变化,给予一定补偿,调整油门杆、推力间关系,保证发动机稳定运行。
飞机性能分析解决方案飞机性能分析是航空工程领域中的重要研究方向,其主要目的是评估飞机的性能,并提出相应的改进方案。
下面给出一个700字的飞机性能分析解决方案的示例。
飞机性能分析解决方案随着航空工业的不断发展,人们对于飞机性能的要求也变得越来越高。
为了评估现有飞机的性能,并提出相应的改进方案,我们设计了以下的飞机性能分析解决方案。
首先,我们将对飞机的各项性能参数进行详细的调查和分析,包括起飞距离、爬升速率、巡航速度、航程、载重能力等。
这些参数反映了飞机在不同飞行阶段的性能表现,是评估飞机性能的重要指标。
接下来,我们将通过飞机性能模拟软件对飞机的性能进行模拟和分析。
这样可以更加精确地评估飞机在不同运行条件下的性能,并找出其中的优势和不足之处。
同时,我们还可以通过修改模拟软件中的参数来预测和比较不同改进方案的效果。
在分析和评估现有飞机性能的基础上,我们将提出相应的改进方案。
比如,如果发现飞机的起飞距离较长、爬升速率较低,我们可以考虑采用更高效的发动机或者改进机翼设计等方式来提高飞机的垂直性能。
如果发现飞机的巡航速度较慢、航程较短,我们可以考虑采用更高效的引擎燃料、优化飞机气动外形等方式来提高飞机的水平性能。
最后,我们将对改进方案进行性能分析和评估。
通过模拟软件的模拟结果和实际飞行数据的对比,我们可以确认改进方案的有效性,并对其进行进一步优化。
同时,我们还可以通过实际飞行试验来验证改进方案的可行性和实用性。
综上所述,飞机性能分析解决方案包括对现有飞机性能的调查和分析、采用飞机性能模拟软件进行模拟和分析、提出改进方案,并对其进行性能分析和评估等步骤。
通过这些步骤,我们可以全面了解飞机的性能特点,并提出相应的改进方案,以满足不断变化的航空需求。