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方永浩 《飞机设计参考资料》2007,(4):7-10
C-17“全球霸王”Ⅲ辅助动力装置排气系统解决了许多发展中所遇到的具有挑战性的问题,最终取得了成功。重新设计的必要性是受两个方面的需要而推动的,即降低设备费用、减少制造周期和提高使用可靠性。重新设计的优点在于重量减轻、成本降低、容易安装、更加可靠。 相似文献
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本文阐述了动力装置在结冰条件下的试车台试验和整个动力装置的飞行试验,试验方法,试验应注意的事项,试验时应记录的参数,文中还阐述了结冰对飞机性能,稳定性和操纵性的影响,进行结冰试验所要评定的内容,进行试验应注意的事项,对试飞员和机组人员的要求等。 相似文献
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基于对中国民用航空局(CAAC)运输类飞机适航标准和美国联邦航空管理局(FAA)咨询通告的分析、解读,分别从工程试验与适航验证两个方面,研究了溅水试验程序、试验水池方案设计与滑行速度测量与控制技术,制定了符合适航标准体系的运输类飞机动力装置溅水试验审定程序,以ARJ21-700型支线飞机合格审定试飞为平台,完整进行了相关试验验证。结果表明:所设计的溅水试验程序合理可行,能够完整地验证运输类飞机在机场跑道积水环境下动力装置对适航标准体系的符合性;试飞结果表明CF34-10A发动机配装ARJ21-700型飞机在机场积水环境下起飞构型临界滑行速度为166.6 km/h,发动机风扇、压气机及动力涡轮前温度最大波动值分别为5.1%、1.7%和39 ℃;在飞机着陆构型下,发动机慢车状态相对于最大反推力状态工作稳定性较好,能够满足适航标准规定;项目形成溅水试验程序和技术为后续C919、C929等运输类飞机动力装置相关试验提供了直接的支持。 相似文献
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3 舰载机动力装置特殊要求 由于舰载飞机在起飞、着舰、作战使用和外界环境及停放和维护等方面与陆基飞机有很大不同,所以对其装配的动力装置就有许多特殊要求。这些要求概括起来就是:“一高”、“二降”、“三抗”、“四防”、“五性”等15项要求。 “一高”,就是固定翼舰载机发动机比同量级陆基飞机发动机要有更高的推力,一般要高12%~19%;而旋翼机的动力装置要有 相似文献
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李绪东 《飞机设计参考资料》2001,(3):2-10,16
文章从气动布局,结构、动力装置以及火控等方面详细介绍了Su-27飞机的特点,并介绍了Su-27飞机的改型Su-30、Su-32、Su-33、Su-34、Su-35以及Su-37等各改型飞机的特点。 相似文献
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研制一款通用型发动机的最大好处是,可以同时满足不同军种UCAV动力装置的需求,从而大大降低发动机的研发、采购和维修成本。 相似文献
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迄今无人驾驶飞机在战场上主要用于战术侦察之类的辅助性作战任务,为了减少作战飞机空勤人员的伤亡,美国目前正在加紧研究无人驾驶作战飞机。目前,无人作战飞机的基本技术已趋成熟,美国空军计划将在2010年装备无人作战飞机。本文介绍美国研制无人作战飞机的指导思想、基本设计用途、基本设计要求和研制进展情况等。 相似文献
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本文叙述俄罗斯有关部门对飞机动力装置(包括发动机、进、排气装置以及与其有关的燃、滑油系统和防冰系统)进行飞行试验的方法。其中包括试飞前应进行的调整工作,发动机稳定性的检查,发动机起动和接通加力边界的确定,高度-速度特性的确定,以及燃、滑油系统、防冰系统等的试验内容,并对试飞中试飞员的操纵动作和应注意事项提出了要求。 相似文献
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舰载飞机对动力装置特殊要求的分析(上) 总被引:1,自引:1,他引:0
本文从舰载飞机所处环境的特殊性出发,按固定翼和旋翼机的不同特点,分析和论证了它们对动力装置的特殊要求。文中重点从动力装置性能、结构强度、起动和外界环境等四个方面,论述了15项特殊要求;指出了其重要性和必要性;并提示了实现这些要求应采取的某些技术措施。 相似文献
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失速尾旋式飞是高难度、极危险的特技飞行科目,飞机动力装置的工作特性和可靠程度显得非常重要。本文通过对动力装置可靠性分析,对飞机失速尾旋飞行试验提供了可靠性结论。 相似文献
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多学科设计优化及其在飞机设计中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
多学科设计最优化体现了先进飞行器追求整体最优的一种设计思想,是降低全寿命成本的有效途径,是并行工程的重要组成部分,是计算机技术、信息技术和最优化理论迅速发展的产物,对推动技术进步,增强国力具有重大作用。本文介绍了多学科设计优化技术的必要性、多学科设计的核心内容和关键技术以及国外多学科设计的工程应用情况。 相似文献
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章弘常红 《民用飞机设计与研究》2016,(1):5
辅助动力装置系统进气风门位置控制子系统用于地面和空中控制辅助动力装置进气风门的打开和关闭,通常由控制器,作动机构(电动作动器和连杆机构)组成。辅助动力装置系统进气风门位置控制子系统的设计是辅助动力装置控制系统设计的一部分,和辅助动力装置进气风门设计、进气风门气动载荷计算分析及辅助动力装置进气道设计同步进行,相互影响。对某型飞机的辅助动力装置系统进气风门位置控制设计方案进行了介绍,该风门位置控制采用单独的风门控制器,降低了辅助动力装置FADEC(Full Authority Digital Electrical Controller,全权限数字电子控制器,简称FADEC)软硬件设计复杂度,简化了接口设计;并且设计了一种新型辅助动力装置系统进气风门作动机构,该作动机构安装/拆卸方便,可达性好;具有力矩放大功能,且该机构可调节,能输出不同大小的力矩。该进气风门位置控制子系统经过型号验证,对后续型号研制具有较强的指导性。 相似文献