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1.
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   
2.
针对地面涡现象,建立了大型运输机装配涡扇发动机的三维模型,采用数值仿真方法模拟计算不同风速、风向、滑行速度条件下的地面涡流场。根据计算结果分析得到了地面涡流场分布特征及变化规律,提出了该型机运营过程中的注意事项。结果表明:针对该型机,地面涡进气主要造成进气旋流畸变,进气总压畸变水平较低,畸变指数保持在1.1%~1.7%之间。逆风风速大于5 m/s时地面涡消失,其强度随风速增加先增后减;随着风向变化,地面涡流场的涡系结构不断变化,处于下风侧的短舱更容易产生地面涡;滑行条件下地面涡强度变化较小,滑行速度达到3 m/s时已无涡吸入。实际使用中,地面静止开车时应着重观察旋流畸变较大的1号、4号发动机的工作状态;滑行时应着重观察地面涡吸入能力较强的2号、3号发动机的外物吸入情况。  相似文献   
3.
反推力装置负载特性是其运动机构及驱动作动器强度设计的基础,其中阻流门所受气动载荷及其应力分布计算是核心。以叶栅式反推力装置为对象,采用重叠网格方法实现阻流门和滑动整流罩的旋转以及平移运动网格划分,在STAR-CCM+软件环境下确定了流固耦合交界面的数据映射与交换关系,由此建立了反推力装置流固耦合数值分析模型。对反推力装置在飞机降落时正常打开和起飞滑跑紧急终止时应急打开两种动态过程进行仿真,结果表明:随阻流门旋转,阻流门所受气动载荷与等效应力快速增加,并在旋转角度为50°附近达到最大,且在应急终止起飞状态下打开反推力装置,阻流门承受的最大气动载荷是正常打开过程的3倍以上。  相似文献   
4.
以某低、高速风洞为平台,设计搭建了“蚌式”进气道附面层扫除特性测量试验系统,进行了不同流量系数和来流马赫数下进气道鼓包表面附面层扫除特性的风洞试验,通过对试验数据的整理、计算和对比分析同型号的飞行试验结果,研究了“蚌式”进气道鼓包表面附面层扫除特性。研究结果表明:在相同的来流马赫数下,随着流量系数的增大,鼓包表面附面层的扫除能力逐渐减弱;在亚声速工况的绝大多数流量范围内,鼓包表面压力系数沿鼓包中心线对称分布、压力梯度变化明显,且在不同截面沿主流方向具有增大的特征,鼓包构型对附面层扫除效果较强;超声速工况下具有明显附面层扫除能力的流量范围明显小于亚声速工况,进气道唇口形成的弓形激波是影响鼓包表面不同位置压力梯度变化的主要因素,进而决定着附面层扫除特性。在接近来流马赫数18及以上飞行工况下,附面层的扫除能力减弱,附面层分离加强,进而会造成较大的进气压力损失和畸变。  相似文献   
5.
吴佩佩  晏涛  马赛强 《航空动力学报》2020,35(10):2056-2063
采用三维耦合传热方法对发动机唇口电热防冰系统进行了多状态下的性能仿真,获得了唇口表面平衡温度及动态温升响应时间,以此评估防冰系统性能,并通过与冰风洞试验结果对比,对仿真过程进行了修正。研究表明:唇口表面加热区平衡温度均高于273.15 K,温升响应时间小于60 s,满足防冰需要,较为严酷的防冰状态点主要为飞行速度较大、环境温度较低的状态点;修正唇口材料导热系数后,仿真与试验结果吻合良好。研究结果能有效指导工程研制,对提高防除冰仿真分析结果的准确性提供了很好的借鉴。  相似文献   
6.
飞行载荷设计是飞行器设计的一个重要组成部分,是连接总体气动设计和结构强度设计的桥梁。本 文从飞行载荷设计所需要遵循的规范、飞行载荷的设计方法、严重载荷选取、飞行载荷的验证等方面对飞行器 飞行载荷设计的发展历程进行了回顾,并对未来飞行载荷的发展方向进行了展望。  相似文献   
7.
基于实战使用的涡轴发动机空中起动飞行试验   总被引:1,自引:0,他引:1  
以涡轴发动机实战使用中空中紧急起动相关技术指标和特情处置措施验证为目的,设计了贴近实战使用特征的发动机空中起动试飞方案,并以某涡轴发动机设计定型试飞为依托,进行了不同飞行工况下的飞行试验验证和数据分析研究。结果表明:该空中起动试飞方案合理可行,能够最大程度的贴近部队实战使用的技术特征,满足对发动机起动高度包线、起动时间等研制总要求规定的技术指标验证需求;试飞结果表明该型涡轴发动机4000m以上高度停车至再起动期间直升机平均下滑高度约为670m,平均停车时间约为185s。该试飞方法和数据结果可为部队实战使用过程中空中遭遇停车的紧急处置提供支持和参考。  相似文献   
8.
建立了一个适用于共轴刚性旋翼气动特性分析的数值模拟方法。该方法采用任意拉格朗日欧拉方法(Arbitrary Lagrange Euler,ALE)描述的可压缩Navier-Stokes(N-S)方程求解流场,采用低数值耗散的Roe格式进行空间离散;使用多重嵌套网格方法以模拟双旋翼的运动。针对共轴刚性旋翼配平,引入"差量修正"策略解决了传统配平中雅克比矩阵计算复杂的问题。首先,对Harrington-2共轴双旋翼的悬停气动性能进行了计算,然后,对某2 m直径共轴双旋翼的悬停及前飞状态进行了计算,并与试验值进行了对比。结果表明:在典型状态下拉力系数的计算结果与试验值误差在3%以内,扭矩系数的计算结果与试验值误差基本在5%以内;所采用的数值计算方法对旋翼涡尾迹特征具有较高的捕捉精度,可以有效模拟共轴刚性旋翼悬停和小速度前飞下的复杂流场及其细节特征。  相似文献   
9.
为检测整机发动机管路是否满足最小间距的设计要求,提出了一种基于点云数据的发动机管路最小间距计算方案,方案包含5个步骤:①从点云数据中划分出不同管路的数据;②基于管路点云数据的空间分布构造等间隔栅格,计算栅格中心点作为管路的趋势线数据;③在管路各趋势线数据点位置上构造垂直平面,将管路点云数据投影到最近的垂直平面上,获得各个垂直平面上呈圆弧状分布的投影点数据;④对各垂直平面上的投影点数据进行最小二乘圆拟合,得到拟合圆圆心及其半径值,将拟合圆圆心作为管路中心线数据;⑤采用遍历法计算两条管路中心线数据的最小间距,中心线最小间距分别减去两条管路的半径值则得到两条管路的表面最小间距。通过12条管路验证了方案的准确度。实验结果表明:管路最小间距偏差在-0.35~0.46mm之间,管路半径偏差在-0.08~0.22mm之间。该方案的实施有助于管路间距数字化检测的实现,且方案的计算结果具有较好的鲁棒性。   相似文献   
10.
基于参数自适应变分模态分解的行星齿轮箱故障诊断   总被引:2,自引:1,他引:1  
孙灿飞  王友仁  沈勇  陈伟 《航空动力学报》2018,33(11):2756-2765
针对变分模态分解需要人为设定模态数量以及在强噪声情况下容易造成分解错误的问题,提出了依据功率谱密度极值点自适应确定模态数量与中心频率的参数自适应变分模态分解方法,通过信号仿真分析验证了方法的有效性。基于参数自适应变分模态分解提出了一种行星齿轮箱故障诊断方法,应用于行星齿轮箱第2级太阳轮裂纹的故障诊断,行星齿轮箱传动实验台的试验结果表明:该方法能实现振动信号准确分解,有效提取和辨别出故障特征频率,实现了在强背景噪声和微弱故障信号情况下对第2级太阳轮裂纹故障的准确诊断。   相似文献   
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