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975.
增升装置的设计对于大型客机来说是十分重要的,柔性可变弯的增升装置是未来大型客机的发展趋势,也是当前的研究热点。以某大型宽体客机内段翼型为研究对象,在襟翼内部的柔性变弯机构的带动下,可以使襟翼的后50%部分实现柔性变弯。在原始刚性襟翼的基础上,柔性变弯后的襟翼可使襟翼后缘增加8°的偏角。之后在三维后缘铰链襟翼机构的带动下,同时襟翼内部使用柔性变弯机构,采用"前缘下垂+后缘襟翼柔性变弯+后缘简单铰链襟翼联合扰流板下偏",进行起飞和着陆构型的二维气动/机构一体化优化设计,优化出来的结果与原始不柔性变弯的翼型相比,起飞构型的最大升力系数的增加量为0.119,着陆构型的最大升力系数的增加量为0.162,且着陆最优构型推迟1°迎角失速。 相似文献
976.
增升装置设计作为大型客机设计的关键技术之一,其设计水平的提升将极大提高飞机的整体性能。虽然先进增升装置方案朝着简单形式发展,但其设计目标将结合气动、机构、结构、噪声等复杂考虑因素,以达到最优的综合性能和提高飞行的安全性、经济性和舒适性,是个高难度多学科多约束耦合的设计问题。结合气动优化、机构设计、一体化研究等多方面增升装置设计难点进行论述,并提出相应解决方案,最终完成气动/机构一体化设计。分别回顾了干净构型到巡航构型的外形设计方法;起降构型的气动评估、优化方法;增升装置位置表达方法和机构设计研究现状。最后阐述了气动/机构一体化设计方法的思想,总结了国内外在该方向所进行的研究和取得的成果。 相似文献
977.
为满足大型涡扇动力飞机的喷流试验需求,发展了基于校准箱的低速风洞一体式喷流试验技术。该技术的原理是将试验模型与喷流模拟器融合为一体进行喷流试验,风洞天平同时测量模型的气动力和喷流模拟器的推力,推力通过校准箱校准后从风洞天平测量试验数据中扣除。详细介绍了推力校准及扣除技术、空气桥技术、流量、落压比精确控制技术。为验证该试验技术可靠性,分别在校准箱和FL-13风洞开展了某飞机推力校准试验和全机喷流风洞试验,试验结果表明:推力校准精度优于0.24%,全机喷流试验的阻力系数重复性精度达到0.000 3,满足喷流风洞试验的精度要求。 相似文献
978.
给出了一种三自由度超磁致伸缩驱动器(GMA)油膜轴承可视化实验装置,介绍了它的组成、工作原理及调整方法。该实验装置利用涡轮蜗杆-丝杠传动机构调整实验主轴竖直高度,采用十字滑台、GMA、模具弹簧调整实验轴承在水平面的位置,方便改变实验轴承偏心率,并可利用GMA控制轴承座,减少转子系统振动。在实验台上,进行了椭圆轴承油膜的温度和压力测量以及轴心静平衡位置调整实验。结果表明:通过控制椭圆轴承短轴油膜来调整所支撑转子系统轴心静平衡位置的效果更明显。该实验台可以采集旋转速度在0~10 000 r/min之间的转子轴心轨迹、控制转子工频振动、观察油膜和气穴的形成与破裂实验,为GMA油膜轴承动态性能实验研究打下了一定基础。 相似文献
979.
民航维修中飞机轮毂拆装作业所使用的螺栓拧紧机,在校验过程中得到的校准数据不能完全按照JJF1610-2017《电动、气动扭矩板子校准规范》计算以进行符合性判断。针对此问题,本文提出一个计算公式,使校准结果的数据处理既符合实际使用情况又能满足校准规范的要求。 相似文献
980.
在1×106~30×106的雷诺数范围内,马赫数为0.197的情况下,计算并分析了NHLP-2D多段翼型的缝道流动规律,提出了依据缝道出口速度分布定义名义边界层厚度δ/c的方法。研究发现,δ/c随雷诺数的增大而单调减小,且减小速度随雷诺数的增大而明显减缓,符合雷诺数对边界层的影响规律,说明本文定义的δ/c可用于多段翼型边界层厚度的定量研究。对于缝翼缝道,主翼壁面处的δ/c高于缝翼尾缘处的,且二者随迎角的变化规律相反。襟翼缝道处于主翼的强下洗流场中,襟翼上的δ/c随迎角几乎不变。当1×106≤Re≤2×106时,缝道边界层总厚度δT/c随雷诺数有明显的变化,当Re≥3×106时,δT/c随雷诺数的变化率减小。本文研究范围内,δT/c都没有严格地进入雷诺数自准区。当Re≥15×106时,δT/c随雷诺数接近线性变化趋势,为雷诺数规律的外推提供了参考。 相似文献