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231.
俯仰姿态保持模式下飞机结冰边界保护方法 总被引:2,自引:0,他引:2
在研究飞机结冰机翼和平尾失速机理的基础上,以飞机迎角作为关键参数,飞机俯仰指令作为指令参数,提出一种基于飞机自驾仪的结冰后边界保护方法.通过引入铰链力矩检测模块,提前告警飞机失速,为边界保护提供了裕度.建立飞机纵向动力学方程,针对俯仰姿态保持(PAH)模式下机翼失速进行了仿真计算.结果表明:结冰条件下,通过铰链力矩的检测,飞机能在失速迎角为2°之前,进入边界保护模式,增加飞行安全的裕度.通过控制指令的限制,自动驾驶模式下飞机迎角能保持在失速迎角之内. 相似文献
232.
233.
为提高射流伺服阀的动态性能,设计了采用桥式微位移放大机构的射流伺服阀用放大型超磁致伸缩执行器(AGMA)。建立了计输入位移损失的放大机构模型以及非线性位移输出理论模型,并采用有限元法对所建放大机构模型进行了对比验证,结果表明:放大机构的输入刚度模型最大误差0.78N/μm,放大倍数模型最大误差0.22,放大倍数受输入位移影响较小。最后,试验研究了AGMA的静动态特性,结果显示:控制电流在-0.5A到0.5A缓慢变化时,AGMA输出位移约为78μm;当控制电流从-0.5A跃变到0.5A时,其峰值位移约为71μm,峰值时间约为0.014s,调节时间小于0.1s;当控制电流幅值为0.5A时,其输出位移幅频宽40Hz,谐振频率约为30Hz。 相似文献
234.
235.
236.
高压涡轮转子叶片内部气流组织方式研究 总被引:4,自引:0,他引:4
为了获得涡轮转子叶片内部冷却结构的冷却性能,采用气热耦合计算的方法分析了在相同冷气总量条件下3种不同的气流组织方式对叶片冷却效果的影响,并选择其中相对优化的冷却结构进行了转速对进气压力和综合冷却效率的影响研究。结果表明,B型结构叶片气流组织较为合理,表面温度较为均匀,整体冷却效率得到有效提高;哥氏力和离心浮升力的存在导致冷却气流发生相应偏转,前缘滞止线随转速增加由压力面向吸力面偏移,同时前缘气膜出流随转速发生变化,随着转速增大,压力面综合冷却效率提高,吸力面综合冷却效率下降。 相似文献
237.
为了研究航空发动机动压式油气分离器的分离性能,采用容积法判别分离效率,并以此为据对结构形式、筒体直径及长度、入口管倾斜角和出气管长度等因素对分离性能的影响进行了研究。结果表明:采用内置式出气管与切向出油管相结合的形式,可使分离性能达到最佳;实验工况范围内,大的筒体直径更易于油气分离;入口管倾斜角存在最佳值,其值在10°~15°;当出气管长度取0.2~0.22倍分离器长度时,分离性能最佳;分离器长度过长会降低分离性能,实验条件下选5倍筒体直径为宜。 相似文献
238.
为了研究涡轮导叶吸力面的气膜冷却特性,在跨声速涡轮叶栅传热风洞中,采用瞬态方法实验测量了两个位置处的单排簸箕型气膜孔的冷却效率,分析了多个气动参数对其分布规律的影响。两排簸箕型孔分别位于相对弧长6.8%和21.7%处,叶栅通道基于叶片弦长的进口雷诺数为1.7×105~5.7×105,出口等熵马赫数为0.81~1.01,吹风比为0.6~2.1,涵盖了涡轮导叶典型工作状态。结果表明:对于簸箕型气膜孔,设计雷诺数条件下最佳吹风比在0.9~1.2附近,靠近前缘的孔排2的贴附性要好于孔排1;主流马赫数对孔后冷却效率的影响可以忽略,而低雷诺数下的冷却效率低于中高雷诺数工况;簸箕型气膜孔的冷却效率高于圆柱型孔,在BR1.5的中高吹风比时表现更明显;低吹风比时,凸面的冷却效率高于平板,尤其是s/d20距离内,而在高吹风比时,射流动量增加促进了气膜脱离凸面,从而降低了冷却效率。 相似文献
239.
240.