反推气流对大涵道比涡扇发动机进口流场影响的数值模拟研究

以一架配装有叶栅式反推装置的四发飞机为研究对象,数值模拟了不同着陆滑跑速度下的反推气流全机扰流流场,分析了反推气流在机身附近分布随滑跑速度的变化特点,和对内、外侧发动机进口流场的影响。结果表明:随着着陆滑跑速度的减小,反推气流对机身周围的影响区域逐渐扩大。当滑跑速度小于0.10马赫(约122 km/h)时,内、外侧发动机均会吸入反推气流,在发动机进口形成总温、总压畸变。该型反推装置的临界使用速度约为122 km/h,在反推装置飞行试验设计时应着重在该速度附近验证反推装置与发动机的匹配性;发动机进口流场总温分布能反映出反推气流的重吸入特征,测量方案设计应重点考虑发动机进口温度场的测量。     

反推力装置对民航飞机减速性能影响

为评估反推力装置提供的反向推力与其结构件质量增加对民航飞机减速性能的综合影响，借助克兰菲尔德大学发动机总体性能仿真软件Turbomatch，参考CFM56发动机建立正、反推力状态发动机模型，并以A320飞机为配装对象开展研究。将风扇及涡轮直径做为特征参数，完成推进系统质量的初步估算。对比飞机在干燥跑道及雨雪条件下常规着陆过程中滑跑距离及减速时间，完成反推排气角度、跑道条件等影响因素对反推力装置提升飞机减速性能收益分析。研究表明：配装反推力装置轴向排气角度越小，飞机减速性能更加。以55°排气角度为基础，减小10°的排气角度可带来约7%的减速收益。反推力装置在湿滑跑道的减速收益更大，比干燥跑道滑跑距离缩短约41%，滑跑时间缩短32%。     

大涵道比民用涡扇发动机建模技术研究

基于大涵道比民用涡扇发动机的典型结构,建立了其详细非线性部件级模型,可模拟飞行包线内慢车以上加、减速动态过程。重点研究了叶尖间隙主动控制系统和反推系统建模技术,通过仿真分析了开启反推和实施叶尖间隙主动控制对发动机总体性能的影响,结果表明,民用涡扇发动机巡航状态采用叶尖间隙主动控制后可显著降低油耗,反推系统能够实现预期的负推力,缩短飞机着陆的滑跑距离。     

反推气流对发动机进口流场影响的数值研究

通过求解三维雷诺平均的Navier-Stokes(N-S)方程,获得了某大型运输机降落滑跑过程中,在不同滑跑速度下的反推气流扰流流场细节.单台发动机反推气流扰流流场的计算结果表明,在任何状态下,反推气流都不会被发动机重新吸入.飞机/发动机一体化计算结果表明:随着相对来流马赫数的减小,反推气流被发动机重新吸入的可能性不断增大.当相对来流马赫数减小到0.1时,反推气流会被外侧发动机重新吸入,此时,发动机进口截面出现了明显的流场畸变,周向稳态总压畸变指数增加明显.当相对来流马赫数减小到0.05时,两台发动机都会吸入反推气流.当相对来流马赫数减小到0时,反推气流没有被重新吸入发动机,但是反推气流会干扰吸入发动机的自由流,降低自由流的总压,从而也会造成发动机进口的流场畸变.      

一种利用尾舵偏转实现BWB飞机减速的方法

结合国内外的相关研究工作，提出了一种利用尾舵偏转实现BWB飞机发动机喷气气流方向的改变，进而达到减速目的的方法。基于求解三维欧拉法方程，数值模拟了不同尾舵偏转角度下BWB飞机发动机喷口附近的流场分布特性和反推力大小，并评估了着陆场长收益。气动与性能计算结果表明，在计算滑跑速度范围内，发动机喷气气流会冲击到偏转的尾舵上，进而产生反向喷气气流，并产生较大的反推力，有效降低着陆场长，且随着尾舵偏转角度的增加，反推和减速效果逐渐增大。     

反推同步锁测试不通过“故障”的分析

为了防止发动机反推在飞行中放出，从而降低飞机的可控性，民航总局在1994年颁发了CAD1994-B737—07R1“检查和改装B737型飞机反推系统”。根据该CAD，我公司执管的B737—300型飞机每4000飞行小时要完成“反推同步锁测试”。南航委托GAMECO按照CAD的要求，编写了E0指令，该E0指令简要如下：[第一段]     

国产自主知识产权通用飞机GA20首架机下线

正5月21日,由冠一通用飞机自主研制的GA20型通用飞机的首架机在江西南昌高新区顺利下线、并完成滑跑演示。据介绍,该架飞机是由单发动机驱动的多用途4座固定翼螺旋桨GA20飞机,搭载了Lycoming O320发动机和Garmin航电系统,以及全碳纤螺旋桨。同时,GA20还开创了飞机     

2000年世界航空安全形势回顾(续)

五、定期客运航班无死亡事故（３０起） １．２月１１日，非洲航空公司一架空客Ａ３００Ｂ４飞机在塞纳加尔约夫国际机场滑跑时发生事故。机上 １７９名旅客和１１名机组人员无伤亡。事故经过：这架飞机滑跑起飞时响起了起落架发生变化的告警，机组人员开始返回到等待位置。飞机滑跑时左主起落架毁坏，１号发动机擦地，发动机吊架毁坏造成燃油泄漏和液压系统漏油并引发大火。事故调查人员认为，飞机在刚完成的Ｃ级检修中，某些起落架液压管错误连接造成了这起事故。 ２．２月２２日，埃及航空公司一架波音７６７－３００ＥＲ飞机在津巴布韦…     

加装推力矢量喷管对飞机起飞性能影响研究

矢量喷管是实现推力矢量的关键部件,对矢量喷管的分类和设计方案进行了初步研究,在某型发动机上加装了轴对称矢量喷管,建立了起飞特性的数学模型,得出在不同状态下飞机起飞滑跑距离与推力矢量偏角之间的关系,对减小飞机起飞滑跑距离有重要意义。     

高高原机场对飞机着陆性能的影响分析

飞机在高高原复杂环境下运行时刹车故障率较高。通过研究高高原环境对飞机着陆速度、着陆滑跑距离和反推作用的影响,分析由此对刹车系统及飞机轮胎等部件带来的不良后果。研究得出,高高原复杂环境会增加刹车着陆距离,缩短刹车使用寿命,影响高高原放行。这一研究结果为高高原飞行中刹车系统的使用和维护提供借鉴。     

着陆襟翼打开状态下抓斗式反推装置 三维流动数值模拟

基于求解三维Reynolds-averaged Navier-Stokes方程,数值模拟了着陆襟翼打开状态下抓斗式反推装置工作时流场分布特性.网格采用非结构化四面体与六面体混合分区生成技术,湍流模型选用Spalart-Allmaras模型.结果表明,在计算滑跑速度范围内,反向排气流不会被进气道重新吸入;高温反向排气流会冲击到飞机吊挂及部分机翼,需引起注意;随着滑跑速度的降低,反向排气流侧向影响范围急剧增大,若机翼后掠角较大,则反向排气流容易被相邻发动机再次吸入,引起进气畸变;当滑跑速度降低到34m/s时,反向流开始吹向地面,可能会卷起地面颗粒物并且被进气道吸入;随着滑跑速度的降低,反推力减小.      

戽斗式反推力装置气动特性数值仿真研究

在发动机短舱系统上设计反推力装置是民用飞机减小着陆滑跑距离、减轻起落架刹车系统负担的重要手段,对于主体不易更改的发动机而言,戽斗式反推力装置具有原理简单、实施方便等优点,是较好的设计选择形式。 戽斗包角是此类反推力装置设计中的重要参数,对反推性能有较大影响。 为了全面研究不同戽斗包角对反推性能的影响规律,基于某型涡轮风扇发动机设计了戽斗式反推力装置初步方案,并对反推力装置工作时的流场分布进行了数值仿真研究,着重分析了反推力及反推效率的变化情况。 研究结果表明:在所研究的角度范围内,随着戽斗包角逐渐增大,反推力及反推效率先增大后减小,包角为 110°时,反推效率最高;但是,在接近于停机状态的小速度条件下,戽斗包角相对较小时,反向排气流会被大量吸入进气道内,从而影响发动机的正常工作;通过对比不同方案的计算结果,给出了戽斗包角的设计建议值,可为反推力装置的详细设计及后续工程应用提供参考。     

一起多台发动机自动停车事件的剖析

东方航空公司一架A340-600飞机在着陆滑跑时，四台发动机中三台同时自动停车，飞机电力系统一度瘫痪．构成一起地面严重事件征候。事件的调查以机载维护系统提供的大量数据报告为切入点，通过分析飞机多个系统的控制逻辑及不同系统问的关联响应，揭示了其隐含的逻辑关系缺陷。这种缺陷在特定条件下，辅之以客观因素和偶发因素的影响．导致...     

飞机起飞与着陆过程中的最短滑跑距离

为了确定飞机地面滑行过程中的最短滑跑距离,本文通过优化的方式给出发动机的最佳安装角和飞机地面滑跑的最佳迎角,以及前起落架的最佳凸伸量;并通过算例给出了高度与地面滑跑距离之间的关系曲线,为飞机在高原机场的起降提供一定的参考;最后,综合全文给出4点结论。     

飞机地面滑行过程中最短滑跑距离的确定

为了确定飞机地面滑行过程中的最短滑跑距离,本文通过优化的方式给出发动机的最佳安装角和飞机地面滑跑的最佳攻角以及前起落架的最佳凸伸量;并通过算例给出了高度与地面滑跑距离之间的关系曲线,为飞机在高原机场的起降提供一定的参考;最后,综合全文给出四点结论.     

关于B737-NG飞机发动机反推阻流门支撑组件脱落故障的分析

本文根据机场跑道巡查发现B737-NG飞机发动机反推阻流门支撑组件掉落的情况，就机场对该问题的处理办法、B737-NG飞机发动机反推阻流门支撑组件存在的问题及其原因、可能带来的安全隐患和维修处理措施进行了分析研究，希望引起各航空公司的重视，对保证飞行安全起到积极的作用。     

民机涡扇发动机重吸入特性风洞试验

民机在滑跑减速阶段一般会使用发动机的反向推力来提高其减速性能和滑跑安全性,当滑跑速度较低时使用该装置,从发动机排出的向前方喷射的气流存在被发动机重新吸入的可能,该喷流受发动机风扇的压缩做功,喷流的温度比环境温度高,如果此气流被发动机重新吸入,将会导致发动机进气气流的温度畸变,而该畸变将会引起发动机风扇叶片的颤振,影响发动机的寿命和安全性。故对于一个使用涡扇发动机的新型飞机,有必要通过风洞试验来得到其在各工况下的重吸入特性,并且根据其重吸入特性,设定截止使用反推力的滑跑速度。本文主要论述通过风洞试验获得发动机重吸入特性,并且确定反推力使用截止滑跑速度的方法。     

确定跑道长度的理论分析初探:考虑飞机在起飞滑跑过程有一台发动机出现…

本文对飞机在起飞滑跑过程有一台发动机发生故障情况下所需跑道长度的确定方法，并在理论上作了分析和探讨。     

某型飞机模型飞行试验地面滑跑控制研究

地面滑跑纠偏的目标是控制飞机沿跑道中心滑行,避免因发动机安装偏差、侧风扰动、跑道不平、飞机结构不对称等非理想特性,出现飞机滑出跑道的情况.首先建立飞机地面滑行动力学方程,并分析三轮、两轮滑跑阶段的受力情况,在此基础上设计了副翼、方向舵与前轮联动的控制策略.在Simulink平台上搭建飞机的地面滑跑全量非线性模型,仿真验证了纠偏控制律结构和逻辑的正确性.试验结果表明,滑跑纠偏控制系统空地状态切换平稳,在低速和高速阶段均具有良好的控制效果.     

非直线滑跑飞机的摆振与滑跑稳定性

在非惯性坐标系中建立了起落架支柱的动力学模型。与飞机地面运行的六自由度模型结合，可以考察非直线滑跑飞机的起落架摆振现象及飞机地面滑行的方向稳定性。以Ｋ８飞机为例，考察了非直线滑跑模型与传统的直线滑跑模型的摆振特点及飞机的滑跑稳定性。算例结果合理，表明模型可供有关研究参考。