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221.
222.
《燃气涡轮试验与研究》2014,(4):35-38
航空发动机附件机匣包含有大量旋转部件,且转速高、温升大和工况复杂。为保证附件机匣的使用寿命,提高可靠性,必须对旋转部件进行强制润滑。但航空发动机附件机匣结构往往设计得非常紧凑,难以实现多点强制润滑。离心式滑油分配器可实现狭小空间内的多点有效润滑,同时可简化附件机匣内部结构设计。根据流体力学原理,推导了离心式滑油分配器设计的相关计算公式,建立了离心式滑油分配器的设计方法。 相似文献
223.
224.
周国忠 《中国民航飞行学院学报》2012,(1):31-33
自从C172飞机用于我院飞行训练以来,由于对贫富油调节的方法错误而出现了几起严重的空中发动机抖动事件,危及了飞行安全。本文从使用的角度分析了飞行的几个阶段:地面运行、起飞爬升、巡航下降及着陆关车贫富油调节的方法。 相似文献
225.
基于George Klein等提出的可控度近似计算方法,对多旋翼的可控度数值进行求解以用于判断飞行器系统控制的难易程度。首先观察了分析变距四旋翼在一个舵机损坏和一个电机停转2种故障状态以及正常飞行状态的可控度变化。随后分别对变距和定桨距的四、六、八旋翼进行可控度比对分析,研究发现系统可控性的程度与旋翼的数量呈正相关。最后将可控度的概念运用于2种油电混合六旋翼飞行器,与常规电动定桨距六旋翼作对照,研究表明采用合适的构型能显著提高可控度。 相似文献
226.
节流通风的航空发动机轴承腔腔压计算方法 总被引:2,自引:2,他引:0
为解决节流通风的航空发动机轴承腔的腔压难以计算的问题,考虑节流孔处通风介质可压缩性,结合某典型节流通风轴承腔的实例,分析了节流通风的发动机轴承腔通风气体流动的特点,提出了其腔压计算方法.通过实例计算,结果表明:计算值与试验值的绝对误差较小,结果满足滑油系统与空气系统联合计算的工程需要.该计算方法可为节流通风的航空发动机轴承腔腔压计算提供参考. 相似文献
227.
淬熄距离是表征壁面淬熄效应的一项重要参数.通过直接拍摄火焰位置图片,得到甲烷本生灯预混火焰淬熄距离随来流预混气速度与当量比的变化关系.实验结果表明,本生灯火焰淬熄距离随来流速度的变化规律在不同当量比范围内是不同的.而在同一速度下,随来流当量比增大,淬熄距离贫油时减小,富油时先增大再减小,最后在某一当量比时淬熄距离保持一个定值.这一变化关系是由来流预混气对壁面的冷却作用和火焰面对壁面的加热作用共同影响所造成的,尤其是富油预混火焰的双层结构会极大地影响淬熄效应. 相似文献
228.
230.
为了满足立方星等微纳航天器对推进系统的需求,研制出中国首台针式微型镓场发射电推力器。通过提高润湿温度解决了真空环境下镓难以充分润湿钨针等问题。实现了推力器的稳定点火,测试了不同润湿温度和不同几何参数下的点火特性。得到了发射电流随润湿温度提高、极间距减小和吸极内孔直径的增大而增大的关系。通过公式计算,给出了不同发射电流下的理论推力。通过电场仿真得到不同几何参数下的电场强度,揭示了几何参数影响发射电流的原因。 相似文献