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相似文献
 共查询到20条相似文献,搜索用时 328 毫秒
1.
概述了负拉力测试的意义和途径,介绍了在Y8飞机进行WJ-6发动机空中起动试飞中,用一台摄像机和一台高速摄影机测定发动机负拉力的实施过程及数据处理过程,并进一步探讨分析了Y8飞机发动机空中起动试飞中排气温度,转速和桨叶角等参数的变化情况,通过研究,可以判断飞机负拉力特性及操纵安全裕度,从而验证理论计算或修正理论计算,可供从事本专业的飞行试验人员参考。  相似文献   

2.
直升机涡环状态试验数据处理研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
采用神经网络误差反向传播算法,以旋翼涡环状态试验数据为基础,研究了桨叶负扭度对直升机涡环状态特性的影响,分析了负扭度变化对旋翼扭矩、拉力平均值及脉动幅度的影响。计算结果表明,神经网络模型能够准确预测桨叶负扭度对直升机涡环状态的影响。  相似文献   

3.
孙文胜  林明 《飞行力学》2003,21(1):21-23
利用部分旋翼涡环状态试验数据,采用神经网络误差反向传播算法(BP 算法),研究了桨叶负扭度对直升机涡环状态特性的影响问题,分析了负扭度变化对旋翼扭矩,拉力平均值及脉动幅度的影响,模拟结果表明,使用该模型可准确预测桨叶负扭度对直升机涡环状态的影响,从而减少试验次数,节约试验费用。  相似文献   

4.
主要介绍LJ500型拉力试验机(以下简称试验机),在日常使用、检定过程中对油液缓冲器故障排除方法。  相似文献   

5.
开展正、负尾桨距条件下的尾桨噪声试验研究,并分析推力侧与拉力侧的尾桨噪声指向性差异。首先,在消声试验室中搭建了尾桨悬停状态噪声试验平台;其次,利用布置的传声器阵列,测量了不同传播距离下的噪声量级、尾桨拉力侧和推力侧不同观察角下的噪声水平以及尾桨在正负尾桨距和不同转速下的噪声水平。试验测量结果与理论分析吻合,试验结果表明在拉力侧和推力侧均存在噪声指向性,且拉力侧的噪声水平高于推力侧;在一些观察角下,噪声值不是在0°尾桨距时最小。  相似文献   

6.
零负过载飞行是飞机常用的机动飞行动作,燃油系统的可靠性关系到飞机的飞行安全,必须给予足够重视。对于某架飞机在某次零负过载飞行中出现的燃油系统故障,详细描述了故障现象。基于零负过载飞行试验方法和燃油系统供油原理,进行了故障分析,得出了故障发生的原因,并结合工程经验提出了故障排除措施,以确保飞机后续的飞行安全。  相似文献   

7.
航空发动机油管固定支架断裂失效分析   总被引:1,自引:0,他引:1       下载免费PDF全文
为探明某航空发动机油管固定支架断裂故障的性质和原因,对断裂支架进行外观检查、断口宏观和微观分析、表面检 查、成分分析、组织检查、重熔层检查和有限元分析。结果表明:支架断裂故障的性质为疲劳断裂,其原因为在装配结构拉力和振动 应力共同作用下,在支架内侧表面重熔层中微裂纹处萌生了疲劳裂纹,最终导致支架断裂。建议采用激光- 电解复合加工技术对 支架表面进行加工以去除重熔层、微裂纹和无热影响区,并在装配过程中严格控制预紧力以提高装配质量。  相似文献   

8.
张洪华  张洪钺 《航空学报》1993,14(5):276-283
 根据Schank的动态记忆理论,研究了信息系统的分类,给出了具有智能性质的决策算法。动态系统的故障检测可归结为系统有故障和无故障,由此给出了故障检测的智能决策算法。许多复杂的故障检测算法可归结为简捷的线性函数正、负的判断,因而可有效降低算法的复杂性。实例验证了故障检测的智能决策算法的有效性。  相似文献   

9.
多发涡轮螺旋桨飞机单发停车,螺旋桨进入自转状态产生负拉力,这一特情必将危及飞行安全。首先说明螺旋桨自转工作状态,负拉力产生机理和随飞行速度的变化规律;然后分析螺旋桨不同工作状态下,滑流对机翼升阻力的影响,并应用螺旋桨载荷系数推算两翼升阻力差及横航向力矩,以此解决此种状态气动数据资料的不足问题;在此基础上,建立飞机全量动力学方程,根据实际舵面输入,仿真解算飞机的动态响应过程,与实际飞参数据进行对比;最后讨论分析得到此种特情影响飞行安全的主要因素是机翼升阻力差引起的横航向力矩和副翼效能减小等。研究结果对涡轮螺旋桨飞机设计阶段尽量避免特情发生和飞行阶段合理处置特情,保障安全具有借鉴意义。  相似文献   

10.
为了研究剪刀式旋翼的气动特征,在2m直升机旋翼模型试验台上进行了试验研究。试验中采用了新型研制的高精度旋翼天平和扭矩天平测量系统以及动态数据采集和处理系统,以确保试验结果的可靠性。作为对比,笔者首先针对普遍行浆进行了试验,给出了旋翼拉力和扭矩随总跷有变化的试验结果,然后,着重进行了剪刀式旋翼的试验,测量了旋翼的拉力和扭矩随不同的剪刀角的变化,并对不同旋翼间距对旋翼拉力和扭矩的影响进行了对比。结果表明,剪刀式旋翼的剪刀角和旋翼间距影响尾浆拉力大小,但对扭矩的影响不大。  相似文献   

11.
有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题   总被引:2,自引:1,他引:2  
杨勇  张辉  郑宏涛 《航空学报》2015,36(1):49-57
有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。  相似文献   

12.
ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用   总被引:1,自引:0,他引:1  
刘林  纪多红  唐强 《航空学报》2007,28(4):930-934
 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出(SISO)系统,且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足,研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上,给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算,提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明,该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷,而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素,以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。  相似文献   

13.
A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.  相似文献   

14.
Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters   总被引:1,自引:0,他引:1  
Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.  相似文献   

15.
杨朋涛  牛量  蒋军昌 《航空学报》2008,29(3):657-663
 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明:该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。  相似文献   

16.
范平  范玉青 《航空学报》2008,29(3):707-715
 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面:电子化(e-Enabled)运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境(GCE)。  相似文献   

17.
This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.   相似文献   

18.
临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择   总被引:7,自引:0,他引:7  
柴霖 《航空学报》2008,29(4):1007-1012
 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控(TT&;C)与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联(ITU)国际标准、高速数传、接收信噪比(SNR)、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。  相似文献   

19.
基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展   总被引:3,自引:0,他引:3  
张堃元 《航空学报》2015,36(1):274-288
总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。  相似文献   

20.
二维翼段颤振的μ控制   总被引:1,自引:0,他引:1  
 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统,通过理论与实验相结合的方法,建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型,设计了μ控制器,并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明,μ控制器可有效地抑制颤振的发生,将颤振临界速度提高23.4%。相对于H控制器,μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。  相似文献   

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