第4章 航空动力1--概述
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航空航天行业航天器动力与推进方案第1章航天器动力与推进技术概述 (3)1.1 航天器动力系统发展历程 (3)1.2 航天器推进技术分类与特点 (4)1.2.1 化学推进 (4)1.2.2 电推进 (4)1.2.3 新型推进技术 (4)1.3 国内外研究现状与发展趋势 (4)1.3.1 国外研究现状与发展趋势 (5)1.3.2 国内研究现状与发展趋势 (5)第2章化学推进系统 (5)2.1 固体推进剂火箭发动机 (5)2.1.1 固体火箭发动机工作原理 (5)2.1.2 固体推进剂类型及功能 (5)2.1.3 固体火箭发动机结构及设计 (5)2.1.4 固体火箭发动机的优势与局限性 (5)2.2 液体推进剂火箭发动机 (6)2.2.1 液体火箭发动机工作原理 (6)2.2.2 液体推进剂类型及功能 (6)2.2.3 液体火箭发动机结构及设计 (6)2.2.4 液体火箭发动机的优势与局限性 (6)2.3 混合推进剂火箭发动机 (6)2.3.1 混合推进剂火箭发动机概述 (6)2.3.2 混合推进剂类型及功能 (6)2.3.3 混合推进剂火箭发动机结构及设计 (6)2.3.4 混合推进剂火箭发动机的优势与局限性 (6)2.4 推进剂选择与储存技术 (7)2.4.1 推进剂选择原则 (7)2.4.2 推进剂储存技术 (7)2.4.3 推进剂管理策略 (7)第3章电推进系统 (7)3.1 离子推进器 (7)3.1.1 工作原理与分类 (7)3.1.2 功能特点 (7)3.1.3 应用情况 (7)3.2 霍尔效应推进器 (7)3.2.1 工作原理与分类 (8)3.2.2 功能特点 (8)3.2.3 应用情况 (8)3.3 磁等离子体动力推进器 (8)3.3.1 工作原理与分类 (8)3.3.2 功能特点 (8)3.3.3 应用情况 (8)3.4 电推进系统关键技术与应用 (8)3.4.1 关键技术 (9)3.4.2 应用情况 (9)第4章核推进系统 (9)4.1 核热推进 (9)4.1.1 核热推进原理 (9)4.1.2 核热推进系统构成 (9)4.1.3 核热推进关键技术 (9)4.1.4 核热推进研究进展 (9)4.2 核脉冲推进 (9)4.2.1 核脉冲推进原理 (9)4.2.2 核脉冲推进的优势与挑战 (9)4.2.3 核脉冲推进研究现状 (9)4.3 核反应堆设计与安全 (9)4.3.1 核反应堆设计原则 (9)4.3.2 核反应堆安全措施 (9)4.3.3 核反应堆监管要求 (10)4.4 核推进系统在航天中的应用前景 (10)4.4.1 核推进系统在航天中的应用优势 (10)4.4.2 核推进系统在航天任务中的应用案例 (10)4.4.3 核推进系统对航天事业的影响 (10)第5章激光推进系统 (10)5.1 激光推进基本原理 (10)5.2 激光推进系统关键部件 (10)5.3 激光推进系统功能评估 (10)5.4 激光推进在航天中的应用前景 (11)第6章新型推进技术 (11)6.1 太阳帆推进 (11)6.1.1 太阳帆工作原理 (11)6.1.2 太阳帆设计要点 (11)6.1.3 我国太阳帆推进技术发展现状 (11)6.2 磁帆推进 (11)6.2.1 磁帆工作原理 (12)6.2.2 磁帆关键技术 (12)6.2.3 我国磁帆推进技术发展现状 (12)6.3 电磁推进 (12)6.3.1 电磁推进工作原理 (12)6.3.2 电磁推进关键技术 (12)6.3.3 电磁推进应用前景 (12)6.4 推进技术展望 (12)6.4.1 高效推进技术 (12)6.4.2 环保推进技术 (12)6.4.3 小型化与多功能推进技术 (12)6.4.4 推进技术与其他领域的融合发展 (12)第7章航天器动力与推进系统集成设计 (12)7.1 动力与推进系统总体设计方法 (12)7.2 系统仿真与优化 (12)7.3 系统集成与测试 (13)7.4 在轨运行与维护 (13)第8章航天器动力与推进系统可靠性分析 (13)8.1 系统可靠性基本理论 (13)8.1.1 可靠性定义及度量 (13)8.1.2 可靠性模型 (13)8.1.3 可靠性分析方法 (13)8.2 动力与推进系统故障模式及影响分析 (13)8.2.1 动力与推进系统概述 (14)8.2.2 故障模式识别 (14)8.2.3 故障影响分析 (14)8.3 可靠性评估与优化 (14)8.3.1 可靠性评估方法 (14)8.3.2 可靠性优化策略 (14)8.3.3 优化效果验证 (14)8.4 长寿命高可靠性设计 (14)8.4.1 设计原则 (14)8.4.2 设计方法 (14)8.4.3 设计验证 (14)8.4.4 设计实施与监测 (14)第9章航天器动力与推进系统环境适应性分析 (15)9.1 空间环境及其对推进系统的影响 (15)9.2 环境适应性设计方法 (15)9.3 环境适应性试验与评估 (15)9.4 耐环境设计与应用 (15)第10章航天器动力与推进技术未来发展 (15)10.1 新型动力与推进技术发展趋势 (15)10.2 绿色环保推进技术 (16)10.3 深空探测与星际旅行推进技术 (16)10.4 民用与商业航天推进技术展望 (16)第1章航天器动力与推进技术概述1.1 航天器动力系统发展历程航天器动力系统作为航天器的核心组成部分,其发展历程反映了人类航天技术的进步。
航空活塞动力装置(考试知识点)绪论发动机是一种将某种能量转换成机械功的动力装置。
热力发动机是将燃料的热能转换成机械功的动力装置。
航空发动机分为两大类型:航空活塞发动机和航空喷气发动机。
航空活塞发动机具有低速经济性好,工作稳定性好的优点;但也存在着重量功率比大,高空性能速度性能差的缺点。
喷气发动机具有重量轻,推力大,高空性能、速度性能好的优点;但也存在着经济性较差的缺点。
航空活塞发动机应满足下列基本性能要求:1. 发动机重量功率比小2. 发动机燃油消耗率低3. 发动机尺寸要小4. 发动机可靠性要好5. 发动机的使用寿命要长6. 发动机要便于维护第一章 航空动力装置的基础知识第一节 气体、气流的基础知识分子本身只有质量而不占有体积,分子间不存在吸引的气体叫理想气体。
气体的比容的定义是:单位质量的气体所占有的容积,以符号ν表示。
m V =ν 华氏温度与摄氏温度的换算关系为)32(95,3259F -=+=F t t热力学温度与摄氏温度的换算关系为:T=t+273按一定的过程将气流阻滞到速度为零时的气流的参数叫做滞止参数。
对于亚音速气流(M<1),当流过收敛型管道时,随着截面积A 的减小,流速C 升高,同时伴随压力、温度降低;当流过扩散型管道时,截面积A 增大,流速C 减小,同时伴随压力、温度升高。
对于亚音速气流(M>1),当流过收敛型管道时,随着截面积A 的减小,流速C 也减小,同时伴随压力、温度升高;当流过扩散型管道时,截面积A 增大,流速C 升高,同时伴随压力、温度降低。
第二节 燃烧的基础知识航空发动机目前都采用航空汽油和航空煤油作为燃料,用空气作为氧化剂。
余气系数就是混合气中实际空气量与理论空气量的比值,用α表示,即理实L L =α 油气比是混合气中燃料的质量与空气质量的比值,用C 表示,即:空气燃油m m =C1kg燃料完全燃烧后,将燃烧产物冷却到起始温度,所放出的热量,叫做燃料的热值,单位为千焦耳/千克燃料。
航空行业智能化航空器设计与生产方案第一章智能化航空器设计概述 (2)1.1 设计原则与目标 (2)1.2 智能化技术概述 (3)第二章智能化设计方法与工具 (4)2.1 参数化设计 (4)2.2 仿真分析与优化 (4)2.3 虚拟现实与增强现实应用 (5)第三章航空器结构智能化设计 (5)3.1 智能结构材料 (5)3.2 结构健康监测 (6)3.3 自修复结构设计 (6)第四章航空器动力系统智能化设计 (7)4.1 智能动力控制 (7)4.2 能源管理与优化 (7)4.3 故障诊断与预测 (7)第五章航空器飞行控制系统智能化设计 (8)5.1 智能飞行控制 (8)5.2 自动驾驶技术 (8)5.3 飞行功能优化 (8)第六章航空器航电系统智能化设计 (9)6.1 智能航电系统架构 (9)6.1.1 系统硬件 (9)6.1.2 处理单元 (9)6.1.3 软件系统 (9)6.2 数据融合与处理 (10)6.2.1 数据整合 (10)6.2.2 数据预处理 (10)6.2.3 数据分析 (10)6.3 人机交互与智能决策 (10)6.3.1 人机交互 (10)6.3.2 智能决策 (10)第七章航空器生产流程智能化 (10)7.1 生产计划与调度 (10)7.1.1 生产计划智能化 (11)7.1.2 生产调度智能化 (11)7.2 智能制造技术 (11)7.2.1 数字化设计与制造 (11)7.2.2 应用 (11)7.2.3 互联网制造 (11)7.3 质量控制与追溯 (12)7.3.1 质量数据采集与分析 (12)7.3.2 智能检测与诊断 (12)7.3.3 质量追溯系统 (12)第八章智能化航空器生产设备与工艺 (12)8.1 高精度加工技术 (12)8.1.1 高精度加工方法 (12)8.1.2 高精度加工设备 (12)8.1.3 高精度加工工艺 (12)8.2 与自动化装备 (12)8.2.1 技术 (13)8.2.2 自动化装备 (13)8.2.3 与自动化系统的集成 (13)8.3 数字化工厂建设 (13)8.3.1 数字化工厂的规划与设计 (13)8.3.2 数字化工厂的信息系统 (13)8.3.3 数字化工厂的智能化技术应用 (13)8.3.4 数字化工厂的安全与环保 (13)第九章航空器智能化测试与验证 (13)9.1 航空器功能测试 (13)9.1.1 测试目的与要求 (13)9.1.2 测试方法与流程 (14)9.2 系统集成与验证 (14)9.2.1 系统集成 (14)9.2.2 验证方法与流程 (14)9.3 安全性与可靠性评估 (15)9.3.1 安全性评估 (15)9.3.2 可靠性评估 (15)第十章智能化航空器产业发展与展望 (15)10.1 产业现状与趋势 (15)10.1.1 产业现状 (15)10.1.2 发展趋势 (15)10.2 政策法规与标准 (16)10.2.1 政策法规 (16)10.2.2 标准 (16)10.3 产业发展策略与建议 (16)10.3.1 增强技术创新能力 (16)10.3.2 优化产业结构 (16)10.3.3 提升市场竞争力 (16)第一章智能化航空器设计概述1.1 设计原则与目标智能化航空器设计作为一种创新性的设计理念,旨在提升航空器的功能、安全性和经济性,满足未来航空运输需求。
航空概论基础知识航空概论基础知识4.5.航空发展史上第⼀次和重⼤事件的时间和地点?答:1890年10⽉9⽇阿代尔制成了⼀架蝙蝠状的飞机进⾏试飞,但终因控制问题⽽摔坏。
美国科学家S.P.兰利1891年设计了内燃机为动⼒的飞机,但试飞均告失败。
德国的O.李林达尔,完善了飞⾏的稳定性和操纵性,于1891年制成⼀架滑翔机,成功地飞过了30⽶的距离。
美国的莱特兄弟从1896年开始研究飞⾏,他们在学习前⼈著作和经验的基础上,分析其成败的原因,并⽤⾃制的风洞进⾏了⼤量的试验,于1900年制成了⼀架双翼滑翔机。
1906年,侨居法国的巴西⼈桑托斯.杜蒙制成箱形风筝式飞机“⽐斯-14”,并在巴黎试飞成功。
1908年,冯如在旧⾦⼭⾃⾏研制出我国第⼀架飞机。
1909年7⽉,法国⼈L.布莱⾥奥驾驶⾃⼰设计的⼀架单翼飞机飞越了英吉利海峡,从法国飞到了英国。
1910年3⽉,法国⼈法布尔⼜成功地把飞机的使⽤范围从陆地扩⼤到⽔⾯,试飞成功世界上第⼀架⽔上飞机。
1910年,谭根制成船⾝式⽔上飞机,并创造了当时⽔上飞机飞⾏⾼度的世界纪录。
1913年,俄国⼈I.西科斯基成功地研制了装4台发动机的⼤型飞机,并于同年8⽉⾸飞成功国内,1914年,北京南苑航校修理⼚潘世忠⾃⾏研制出“枪车”号飞机,并试飞成功。
6.战⽃机是如何分代的?各代战⽃机典型技术特征是什么?答:按年代分:50年代初到50年中期算第⼀代,整个60年代可以算战⽃机的第⼆代,70年代可以算战⽃机的第三代,之后的战机称为第四代。
第⼀代的战⽃机有⼀个共同特点,速度快,⾼空⾼速性能好;第⼆代战机推重⽐较⾼、中⾼空飞⾏性能好;第三代战机中低空亚声速和跨声速机动性突出,具有超视距作战和下视下射能⼒。
第四代战⽃机的特点是:具有超机动性能,可以作超⾳速巡航,可以同时攻击多个⽬标,可以垂直短距起降,多⽤途,具有隐⾝功能。
7.新中国成⽴以来,我国航空⼯业取得了哪些重⼤成就?答:1954年7⽉3⽇,第⼀架飞机“初教-5”试飞成功。
航空发动机原理1 概论航空动力装置的功能是为航空器提供动力,推进航空器前进,所以航空动力装置也称为航空推进系统。
它主要包括航空发动机,以及为保证其正常工作所必需的系统和附件,如燃油系统、滑油系统、起动系统和防火系统等,通常简称为航空发动机。
1.1航空燃气涡轮发动机的基本类型目前航空燃气涡轮发动机有五种基本类型:涡轮喷气发动机、涡轮螺桨发动机、涡轮风扇发动机、涡轮轴发动机和供垂直/短距离飞机用的发动机。
涡轮喷气发动机简称涡喷发动机(WP)。
从结构上讲,它由压气机、燃烧室、燃气涡轮和尾喷管四个主要部件组成(见图1-1),其特点是:涡轮只带动压气机压缩空气,发动机的全部推力来自高速喷出的燃起流所产生的反作用力。
涡轮喷气发动机经济性差高温、高速燃气由尾喷管排出,能量损失大,因此经济性差。
图1-1 涡轮喷气发动机涡轮螺桨发动机简称涡桨发动机(WJ)。
在这类发动机中,涡轮除带动压气机供给发动机所需的空气外,还带动螺桨,产生飞机前进的拉力。
由尾喷管喷出的燃起流所产生的推力只占飞机前进力的很少一部分(10%)。
从结构上讲,这类发动机还多一个部件——减速器。
涡轮风扇发动机简称涡扇发动机(WS),又称内外涵发动机。
它是介于涡喷和涡桨之间的一种发动机。
它由两个同心圆筒的内涵道和外涵道组成,在内涵道中装有涡喷发动机的部件——压气机、燃烧室和涡轮,在外涵道中装有由内涵转子带动的风扇(见图1-2)。
发动机的推力是内、外涵道气流反作用力的总和。
- 2 -外、内涵道空气流量之比称为流量比,又称涵道比。
涡扇发动机的优点是,推力大了,排出的能量小了,耗油率低。
图 1-2 涡轮风扇发动机若在涡桨发动机中,发动机输出轴不带动螺桨,而用来输出功率,例如带动直升机的旋翼、舰艇的推进器、或地面的发电机和油泵等,则这种燃气涡轮发动机称为涡轮轴发动机,简称涡轴发动机(WZ)。
1.2 航空燃气涡轮发动机性能指标涡轮发动机和涡扇发动机都是将燃气发生器的可用功用于增加流过发动机气流的动能并产生反作用推力。
飞机的动力装置3.3.1 概述为航空器提供动力,推动航空器前进的装置,称为航空动力装置,也称航空推进系统。
它包括航空发动机以及为保证其正常工作所必需的系统和附件,如燃油系统、滑油系统、点火系统、启动系统和防火系统等。
航空推进系统是利用反作用原理为航空器提供推力的。
根据牛顿第三定律,航空推进系统驱使一种工质(工作介质)沿飞行相反方向加速流动,工质就在航空器上施加一个反作用力。
推动航空器前进的这个反作用力就是推力,其大小等于工质质量与工质在推进系统内加速度的乘积。
发动机是飞行器的动力源,它的性能对飞行器性能有极重要的影响。
人们常形象地称之为飞行器的心脏。
与航空器的发展史一样,航空发动机也经历了百余年的发展。
1885年,美国人莱特兄弟在技师泰勒的帮助下,设计制造了一台活塞式汽油发动机,1903年将这种发动机和螺旋桨装于莱特兄弟制造的一架双翼飞机,完成了人类历史上的首次有动力的飞行,开创了飞行的新纪元。
从二十世纪初到二十世纪四十年代中期,所有带动力的飞行器都毫无例外的以活塞式发动机/螺旋桨为动力装置。
飞行速度乘推力即是发动机需要提供的推进功率。
如果不考虑由螺旋桨轴功率转变为推进功率过程的损失,则发动机的输出功率就等于推进功率。
1943年左右,活塞式发动机已发展到很高的水平,单台发动机的功率可达2800kW,,耗油率近似为0.3kg/(kW.h),功率与发动机质量的比值等于1.0~1.4kW/kg,1935年,德国人汉斯 • 冯 • 奥海因 (Hans von Ohain) 博士开始世界上第一台离心式喷气发动机 HeS-3A 的设计,于1936年完成研制。
该发动机的发展型 HeS-3B 由海特尔 • 昆特 (Hertel Günter) 博士完成,推力约400daN ,装于首架喷气式飞机亨克尔He-178 上,1939年8月27日完成首飞,使飞机的飞行速度达到700 km/h 。
1942 年,另一位德国人海尔伯特 • 瓦格纳 (Herbert Wagner) 教授完成了世界上第一台轴流燃气涡轮发动机的研制。
压气机喘振是气流沿压气机轴线方向发生的低频率、高振幅的振荡现象。
这种低频率高振幅的气流振荡是一种很大的激振力来源, 它会导致发动机机件的强烈机械振动和热端超温, 并在很短的时间内造成机件的严重损坏, 所以在任何状态下都不允许压气机进入喘振区工作。
喘振时的现象是: 发动机的声音由尖哨转变为低沉; 发动机的振动加大; 压气机出口总压和流量大幅度的波动; 转速不稳定, 推力突然下降并且有大幅度的波动; 发动机的排气温度升高, 造成超温; 严重时会发生放炮, 气流中断而发生熄火停车。
因此, 一旦发生上述现象, 必须立即采取措施, 使压气机退出喘振状态。
喘振的根本原因: 由于气流攻角过大, 使气流在大多数叶片的叶背处发生分离.喘振的物机理过程是: 空气流量下降, 气流攻角增加, 当流量减少到一定程度时, 流入动叶的气流攻角大于设计值, 于是在动叶叶背出现气流分离,流量下降越多, 分离区扩展越大, 当分离区扩展到整个压气机叶栅通道时, 压气机叶栅完全失去扩压能力, 这时, 动叶再也没有能力将气流压向后方, 克服后面较强的反压, 于是, 流量急剧下降, 不仅如此, 由于动叶叶栅失去扩压能力, 后面高压气体还可能通过分离的叶栅通道倒流至压气机的前方, 或由于叶栅通道堵塞, 气流瞬时中断, 倒流的结果, 使压气机后面的反压降得很低, 整个压气机流路在这一瞬间就变得“很通畅”, 而且由于压气机仍保持原来的转速, 于是瞬时大量气流被重新吸入压气机, 压气机恢复“正常”流动和工作, 流入动叶的气流由负攻角很快增加到设计值, 压气机后面也建立起了高压气流, 这是喘振过程中气流重新吸入状态。
然而, 由于发生喘振的流路条件并没有改变, 因此, 随着压气机后面反压的不断升高, 压气机流量又开始减小, 直到分离区扩展至整个叶栅通道, 叶栅再次失去扩压能力, 压气机后面的高压气体再次向前倒流或瞬时中断...., 如此周而复始地进行下去。