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1.
姜健  赵海刚  符小刚 《推进技术》2021,42(10):2249-2256
为了分析评估某型歼击机无隔道进气道附面层的排除特性,设计搭建鼓包表面附面层压力梯度测量试验系统,进行了不同飞行高度、马赫数和姿态角等工况下的飞行试验。通过对飞行试验数据的整理、计算和对比分析同型号的缩比模型风洞试验结果,研究了无隔道进气道鼓包表面附面层排除特性。研究结果表明:稳定平飞时,在亚音速范围内,随着飞行高度的增加,鼓包构型对附面层的排除效果增大,而在超音速范围内,变化规律相反;在接近马赫数1.8及以上飞行工况下,鼓包表面附面层的扫除能力有所减弱,附面层气流分离加速,进而会造成较大的进气压力损失和畸变。单纯迎角飞行有利于增强附面层的排除能力;而带侧滑角飞行时,附面层压力系数曲线的拐点沿鼓包中心线平行向“背风面”偏移,偏移量与侧滑角成正比,进气道鼓包表面“迎风面”附面层排除能力增大,而“背风面”受气流分离影响而减弱。  相似文献   
2.
直升机飞行载荷数据是一种典型的随机信号,对该信号进行频谱分析可以获得信号频谱的组成,摸清信号与系统的特征,有利于判断载荷来源.本文采用傅立叶变换对直升机试飞应力数据进行频谱分析,通过比较两种尾桨安装结构下旋翼5Ω和尾桨2Ω的应变变化情况,有效地辨别出某型直升机尾减机匣飞行实测应力增大的原因.  相似文献   
3.
为了实现航空发动机全机推力测量,研制了一种航空发动机装机条件下的推力测量平台,该平台采用“品”字形布局,嵌入到地面的试验地坑以下,实现了对不同类型飞机的推力测量。介绍了测量系统以及校准方法,使用该测量平台,分别对某大型运输机和战斗机进行了推力测量试验,实现了该两型飞机的推力测量,测量精度高,由于进排气以及发动机安装位置的影响,全机推力测量平台所测得的发动机装机推力与台架标准推力相比存在一定差距,运输类飞机推力损失一般小于3%,战斗机损失达到了5%~15.1%之间。  相似文献   
4.
5.
开展螺旋桨飞机模型自由飞失速试验需要准确地模拟螺旋桨动力状态。通过对模型自由飞失速试验 动力相似准则和螺旋桨动力模拟相似准则的分析,推导出螺旋桨飞机模型自由飞失速试验中所需要遵循的相 似准则关系;以此开展某四发螺旋桨飞机模型自由飞试验,通过控制螺旋桨转速、设计桨叶角,满足拉力系数和 前进比相等,模拟全尺寸飞机螺旋桨动力特性,获得的失速特性与飞机风洞实验结果一致。结果表明:该方法 能够准确模拟飞机失速过程的螺旋桨动力状态,可为飞机失速试飞提供重要的数据支撑,并为国内后续螺旋桨 类飞机模型自由飞试验失速试飞研究提供理论和试验方法。  相似文献   
6.
7.
为了探索姿态遥控模式下的无人机纵向短周期模态计算方法,本文以某型机为例建立了姿态遥控模式下的无人机动力学模型,并采用纵向倍脉冲信号对无人机进行了激励。根据响应结果,基于低阶等效拟配法,采用遗传算法对无人机的阻尼、频率特性进行了辨识,对比分析了时域以及频域辨识方法的结果,最后将所得方法应用于某型无人机纵向短周期模态特性辨识。结合飞行员评价表明,频域辨识拟配得出的频域特性比时域特性好,拟配精度更高;所采用的低阶等效拟配方法适用于姿态遥控模式下的无人机纵向短周期特性评价。  相似文献   
8.
深入研究了西方成熟的适航管理机构欧洲航空安全局(EASA)对于民机试飞员的资质进入条件、执照管理、资质培训和技术保持等要求,以及试飞教员的权利和条件等要求,总结出EASA最核心的试飞员和试飞教员管理思想。  相似文献   
9.
为了确定实际飞行使用条件下,发动机状态变化时,进排气系统损失对飞机气动特性的影响,本文针对翼吊短舱形式的发动机开展了缩比模型风洞试验,分别进行了基本构型与起飞构型下,马赫数0.1、0.15、0.2,攻角0°~15°变化,5种不同发动机状态条件下的风洞试验,通过数据分析,明确了该类型发动机推/阻力划分的基本方法,分析了发动机状态变化时飞机气动特性的改变及修正方法。风洞试验结果表明:发动机状态变化对飞机升阻特性影响明显,飞机设计研发阶段不能仅对短舱通流模型,或单一发动机状态下的动力短舱模型进行损失修正,必须建立合理的推/阻划分体系,对实际使用条件下,发动机状态变化引起的进排气损失进行修正。  相似文献   
10.
进气畸变试验是航空发动机气动稳定性评定的重要方法。本文提出一种基于仿真的畸变网设计框架,克服了传统设计方法无法准确逼近目标畸变图谱、实验迭代次数多的缺点。提出了将畸变网格简化为多孔介质模型,采用CFD工具逼近目标图谱的畸变网设计方法。最终完成了300mm尺寸的畸变发生器的实物设计及风洞试验,实际的畸变指数与设计目标误差小于1%,试验结果表明设计框架可以高精度、高效地模拟畸变要求。  相似文献   
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