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902.
903.
文中基于 Flowmaser 一维流体计算仿真软件,从实际重力供油过程出发,建立了贴合真实重力供油过程的多油箱瞬态重力供油计算模型,针对某型飞机燃油系统,计算得到了不同工况下,重力供油可持续时间及各支路的流量和各节点压力。最终确定飞机允许的飞行高度,发动机工作状态,以及其他可能的使用限制,为飞机燃油系统整体设计优化提供了可行方案。 相似文献
904.
利用放射性同位素γ射线测量飞机燃油密度的方法研究 总被引:4,自引:0,他引:4
介绍了应用放射性同位素γ射线测量飞机燃油密度的机理 ,并利用自行设计的实验室飞机燃油密度测量系统验证了测量机理的可行性。测量结果表明 ,该方法能够达到较高的密度测量精度 ,具有广阔的应用前景。 相似文献
905.
906.
本文对高反压下正压力指数的喷嘴雾化特性的可能原因进行了探讨。试验技术上采有稿压封闭容器,引起小液滴回流会造成液雾测量畸变。从机理上,本文提出两个因素:对空气雾化喷嘴,由强紊流脉动与液滴簇的相互作用会引起不同尺寸液滴碰撞而凝聚,对压力雾化喷嘴,可能出现由于高反压下液体微团速度迅速衰减而使气动作用力小于低反压下的气动作用力。本文详细分析了后一情况。证明通常文献及收中所述“高反压下促进雾化的气动作用增大”的论点,并不完全正确。 相似文献
907.
908.
909.
针对某型直升机多舱油箱,设计了冷却空气控温和燃油热沉控温的 2种多舱油箱惰化系统。基于 AMESim平台搭建了这 2种系统模型,研究了这 2种系统的控温效果和各舱油箱参数变化规律,并且引入代偿损失指标对这 2种系统性能进行评估。仿真结果表明:2种惰化系统均能控制膜前温度维持在 90℃;燃油热沉控温的多舱油箱惰化系统在整个飞行过程中,各舱油箱中最高燃油温度小于 32℃,没有超过许用限制;对于直升机而言,由于油箱相比大型客机而言体积较小,通过计算可得,冷却空气控温的多舱油箱惰化系统的燃油代偿损失小于燃油热沉控温的多舱油箱惰化系统的燃油代偿损失。仿真结果为多舱油箱惰化系统的设计和优化提供了参考依据。 相似文献
910.
飞机燃油系统地面模拟试验干扰的产生和处理 总被引:1,自引:0,他引:1
分析燃油地面模拟试验台测控系统在调试过程中模拟量输出信号出现大幅度波动的原因,介绍其处理过程及实际效果,指出在试验中应采取的措施。 相似文献