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991.
引射喷管的气动性能和传热计算 总被引:2,自引:0,他引:2
对某型飞机引射喷管装三种机尾罩时的推力性能和机尾罩温度进行了计算,主流和次流的特性分别用特征线法和一维方法计算,为了计算机尾罩的温度,建立了一种简化的一维模型,计算结果与试飞实测数据吻合良好,引射喷管装三种机尾罩的比较表明:切短的机尾罩可以在推力下降不太多的同时改善机尾罩温度。 相似文献
992.
993.
通过建立推力矢量飞机数学模型,分析其平衡状态的基本特征,利用连续算法对其平衡面进行计算,以及对其仿真结果比较分析,介绍推力矢量技术的发展状况,从而全面理解推力矢量系统配置下飞机的优越机动性能。 相似文献
994.
995.
典型的后掠翼、涡扇发动机飞机采纳了Cayley提出的将提供体积、升力、稳定性和推力功能的装置进行分离的飞机原理,优化了后掠翼布局,实现了飞机的高速有效飞行。它由在重量、强度、寿命和成本之间实现极佳平衡的材料制造而成。该飞机发动机效率接近于采用简单的焦耳循环工作的涡扇发动机效率的最大值,现在这种发动机是很有效的推进装置,因此该布局成为占主导地位的飞机布局。 相似文献
996.
本文以变推力发动机混合比调节器为例,给出了直接作用式调节器动静特性的计算方法.类似的计算,以往是分别进行的,同时未计及对环形缝隙的阻尼和橡胶膜片的刚度,因而计算值与实测值之间的偏差较大.本文考虑到环形缝隙的阻尼和橡胶膜片的刚度,并以此来计算调节器的动静特性.试验证明,该方法是可行的. 相似文献
997.
考虑到空间飞行器姿态控制和弹道导弹的多头分导及弹头机动飞行的需要,我们研制了液体双组元可变推力发动机.本文叙述该发动机的研制过程和有关性能.该发动机可使用多种推进剂,推力可在(137.3~686.5)N的范围内连续无级调节,调节比5:1.发动机阶跃响应低于80ms,混合比偏差小于±5%. 相似文献
998.
999.
飞机/发动机推力矢量综合控制方法的探讨 总被引:1,自引:0,他引:1
根据已有研究成果,给出了飞机/发动机推力矢量综合控制系统的结构与控制逻辑,提出了研制飞机/发动机推力矢量综合控制系统对矢量喷管控制的要求和实现方法,最后对研制工作提出了建议. 相似文献
1000.
涡轮风扇发动机减推力起飞必要性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
赵廷渝 《中国民航学院学报》2005,23(3):6-8
减推力起飞(也称灵活推力起飞)是目前大型、重型民航飞机较为常见的起飞方式。在飞行条件允许的情况下,采用减推力起飞可降低航空公司的运行成本,大大提高发动机使用寿命,有效降低发动机空中停车率,对确保飞行安全具有重要意义。 相似文献