检索结果-内蒙古大学图书馆

北京航空航天大学学报 2021年第10期47卷 1989-1995页

作者：李新田陈新民陈世立许诺蔡强中国运载火箭技术研究院北京100076

针对冲压动力飞行器射程优化总体需求,提出了基于飞行器-发动机性能因子的评估方法,建立了固体火箭冲压发动机性能模型及优化设计流程,为总体与动力一体化优化设计提供了支撑。根据典型含硼贫氧推进剂性能分析结果可知,相同马赫数及余... 详细信息

针对冲压动力飞行器射程优化总体需求,提出了基于飞行器-发动机性能因子的评估方法,建立了固体火箭冲压发动机性能模型及优化设计流程,为总体与动力一体化优化设计提供了支撑。根据典型含硼贫氧推进剂性能分析结果可知,相同马赫数及余气系数下,高度对比冲的影响不明显;相同马赫数下,比冲随余气系数的增加先增加后减小;相同余气系数下,比冲随马赫数的增加而降低;飞发性能因子随马赫数、余气系数的增加先增加后降低,在一定条件下达到最大值。

关键词：固体火箭冲压发动机设计点比冲射程性能优化

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固冲发动机设计点性能迭代计算(英文)

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固体火箭技术 2010年第4期33卷 401-405页

作者：霍东兴何国强陈林泉李岩芳西北工业大学航天学院西安710072 中国航天科技集团公司四院四十一所西安710025

固冲发动机热力学性能参数计算是发动机性能计算的重要部分,通常是针对特定的推进剂建立热力学数据表格,然后通过插值取得相应参数。通过对NASA CEA程序进行二次开发,使其成为便于应用的子程序,并以补燃室热力计算为基础,通过给定推进... 详细信息

固冲发动机热力学性能参数计算是发动机性能计算的重要部分,通常是针对特定的推进剂建立热力学数据表格,然后通过插值取得相应参数。通过对NASA CEA程序进行二次开发,使其成为便于应用的子程序,并以补燃室热力计算为基础,通过给定推进剂配方、进气道总压恢复系数、补燃室燃烧效率、比冲效率等设计参数,建立了满足总体推力要求的固冲发动机设计点性能迭代计算方法,为固冲发动机方案设计提供了一种实用工具。

关键词：固冲发动机性能计算设计点热力计算

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含有正态相关变量的多设计点/多失效模式情况下的方向抽样可靠性灵敏度分析

引用

航空学报 2010年第1期31卷 109-118页

作者：宋述芳吕震宙西北工业大学航空学院陕西西安710072

针对含有正态相关变量的多设计点/多失效模式系统的可靠性问题,提出了两种有效的基于方向抽样的可靠性灵敏度分析方法。可靠性灵敏度分析方法的基本思路是首先将正态相关变量进行等价独立标准正态变换,利用改进的方向抽样可靠性灵敏度... 详细信息

针对含有正态相关变量的多设计点/多失效模式系统的可靠性问题,提出了两种有效的基于方向抽样的可靠性灵敏度分析方法。可靠性灵敏度分析方法的基本思路是首先将正态相关变量进行等价独立标准正态变换,利用改进的方向抽样可靠性灵敏度分析方法得到独立标准正态空间的可靠性及灵敏度结果;通过复合求导法则,将独立标准正态空间的可靠性及灵敏度结果转化到正态相关空间,得到失效概率对相关正态变量分布参数(均值、标准差和相关系数)的偏导数,并对所推导的可靠性及灵敏度估计值进行了方差分析。与经典的MonteCarlo数字模拟法相比较,文中所列的数值算例和简单工程算例的分析结果验证了所提方法的可行性与有效性。

关键词：设计点失效模式可靠性灵敏度方向抽样相关系数

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1000 MW高效宽负荷率超超临界机组设计点优化研究

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动力工程学报 2018年第10期38卷 800-806页

作者：何海宇范世望彭泽瑛上海汽轮机厂有限公司上海200240

为了提高1 000MW超超临界机组在全负荷的经济性,将机组补汽阀开启点降低至850～950MW,同时在原有回热系统的基础上增设0号高压加热器和高压加热器旁路调节系统。机组负荷较低时,投入0号高压加热器;机组负荷较高时,开启补汽阀和采用高压... 详细信息

为了提高1 000MW超超临界机组在全负荷的经济性,将机组补汽阀开启点降低至850～950MW,同时在原有回热系统的基础上增设0号高压加热器和高压加热器旁路调节系统。机组负荷较低时,投入0号高压加热器;机组负荷较高时,开启补汽阀和采用高压加热器旁路系统。比较了优化后机组的蒸汽参数和经济性,论证了机组的发电能力,并分析了不同负荷分配率时各方案的综合经济性。结果表明:优化后机组在部分负荷下主蒸汽压力提高,热耗率降低;投入0号高压加热器,可进一步提升部分负荷的经济性;开启补汽阀和高压加热器旁路,可以提升机组出力,满足机组发额定出力和最大出力的要求;负荷分配率对机组综合经济性的影响较大,在选择方案时应考虑该因素。

关键词：超超临界机组高效宽负荷设计点优化

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设计点的放样方法

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测绘译丛 1989年第5期 18-19页

作者： Д.,ГФ 刘友善

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涡轮基连续爆震组合发动机设计点性能研究

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实验流体力学 2024年

作者：赵起龚建波张坤李丹梅德清江苏大学汽车与交通工程学院中国科学院工程热物理研究所

提出了一种分开排气式涡轮基连续爆震组合发动机并联构型，从涡轮基高压压气机末端引出高温高压空气工质供给爆震燃烧室进行增压燃烧，提高发动机整机推力。针对该组合发动机搭建了基于GSP计算平台的发动机总体性能分析模型，并建立了... 详细信息

提出了一种分开排气式涡轮基连续爆震组合发动机并联构型，从涡轮基高压压气机末端引出高温高压空气工质供给爆震燃烧室进行增压燃烧，提高发动机整机推力。针对该组合发动机搭建了基于GSP计算平台的发动机总体性能分析模型，并建立了爆震燃烧模块气动热力学等效计算模型。根据建立的模型重点进行了两个不同设计点下（海平面标准大气条件起飞状态点H=0、Ma=0；高空常用飞行状态点H=11 km、Ma=1.4）的循环参数选择优化。结果表明，该组合发动机推力随爆震燃烧室出口温度的升高而升高，爆震燃烧室出口温度每升高100 K，地面设计点下推力增加约1.96%，耗油率增加约2.9%，高空设计点下推力增加约2.56%，耗油率增加约2.26%；爆震燃烧室增压燃烧的增压比越大，组合发动机的推力性能及燃油经济性越好，爆震燃烧室增压比每增加0.1倍，地面设计点下推力增加约1.03%，耗油率降低约1.02%，高空设计点下推力增加约0.8%，耗油率降低约0.81%；从涡轮基向爆震燃烧室引气比例（文中定义为分流比）的增加可以提升该发动机的推力性能，但耗油率也会随之增加，存在使该发动机推力性能达到最优的设计分流比，地面设计点下最优设计分流比为0.3，高空设计点下最优设计分流比为0.5。

关键词：涡轮基连续爆震组合发动机循环参数总体性能设计点

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氢氧联合循环——设计点及变工况初步分析

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工程热物理学报 1991年第3期12卷 238-241页

作者：方钢蔡睿贤中国科学院工程热物理研究所

一、前言氢氧完全反应生成物是水蒸汽,膨胀过程包括了部分底循环,可以没有常规联合循环中燃机排气放热与蒸汽吸热过程,这是氢氧循环提出的出发点,也是此循环的最大优点。氢氧反应放出的大量能量除提高生成物温度外,还加热底部循环工质... 详细信息

一、前言氢氧完全反应生成物是水蒸汽,膨胀过程包括了部分底循环,可以没有常规联合循环中燃机排气放热与蒸汽吸热过程,这是氢氧循环提出的出发点,也是此循环的最大优点。氢氧反应放出的大量能量除提高生成物温度外,还加热底部循环工质,加热方式分为直接混合式加热和面式加热两种。本文着重讨论以上两种氢氧联合循环的性能。

关键词：蒸汽透平氢氧联合循环设计点

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轴流压气机设计点流动损失的预估和分析

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航空动力学报 1993年第1期8卷 29-33页

作者：张长生王小莉西安市西北工业大学704教研室 710072 西北工业大学

在大量统计数据分析的基础上 ,采用当量扩散因子 Deq求得叶片尾缘的动量厚度与弦长比θ/ c和形状固子 Hte,经修正获得叶型损失值。再应用改进了的端壁损失和激波损失模型 ,最终算出轴流压气机设计点损失沿叶高的分布规律。验算表明 ,采... 详细信息

在大量统计数据分析的基础上 ,采用当量扩散因子 Deq求得叶片尾缘的动量厚度与弦长比θ/ c和形状固子 Hte,经修正获得叶型损失值。再应用改进了的端壁损失和激波损失模型 ,最终算出轴流压气机设计点损失沿叶高的分布规律。验算表明 ,采用本方法所预估的损失与实测结果十分接近 ,而且对各种原始叶型均能应用。根据本方法所编制的计算机程序简单实用 ,可以满足先进轴流压气机气动设计和分析的需要 ,也可以作为子程序插入 S2

关键词：轴流式压缩设计点流动损失

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多个模式联合失效的设计点及概率的计算

引用

计算力学学报 1998年第4期15卷 442-447页

作者：吕震宙岳珠峰西北工业大学飞机工程系

提出了多个模式联合失效设计点的概念，并以此设计点作为计算联合失效概率的重要抽样函数的密度中心，算例表明本文方法可大大提高求多阶失效概率重要抽样法的投点效率和收敛速度，从而提高系统失效概率的计算精度。

关键词：联合失效概率设计点重要抽样法失效概率

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一台轴流压气机设计点和近失速点性能的比较

引用

航空发动机参考资料 1989年第3期 12-25页

作者： Mcdl.,NM 陈葆实

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