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521.
针对地面台架试车气路故障诊断测量参数的优化选择提出了一种四步优化方法.该方法包括测量参数敏感性分析、部件性能参数相关性分析、影响系数矩阵条件数分析和遗传算法检验.第1步选择出了总空气流量;第2步选择出了风扇出口总温和压气机出口总温;第3步选择出了12种对故障诊断有利的测量参数组合;第4步选择出了最有利于故障隔离的测量参数组合.利用遗传算法进行单一故障辨识的结果表明:所选的12种测量参数组合的适应度都大于0.85,接近于最优的适应度1.对于最有利的测量参数组合,利用遗传算法的故障辨识验证结果表明,其适应度均大于0.9,验证了四步优化方法的有效性. 相似文献
522.
维修方案作为飞机持续适航的基础文件,在确保安全、适航的前提下,航空公司应根据自身航班运行特点,结合自身维修资源(设备设施、人力和材料等)的具体情况,科学、合理地制订维修执行方案并不断持续优化,从而达到最大化使用维修资源,降低维修成本,减少飞机检修停场,提高飞机的可用率及整体经济效益。本文主要以南航空客机队(A330/A380)维修执行方案为例,探讨如何制定与优化维修执行方案。 相似文献
523.
为了指导二元高超声速进气道型面设计,基于两类高超声速二维钝楔外形,采用高精度CFD方法计算了四种典型工况下二维钝楔边界层参数,分析了前缘半径、壁面温度、压力梯度对边界层参数的影响,得出了边界层位移厚度、边界层总压恢复及壁面压力梯度沿流向的变化规律。研究表明,前缘半径及壁面温度对边界层参数影响较大,在两者一定的情况下,逆压梯度使边界层位移厚度增速放缓,顺压梯度会使边界层位移厚度快速增长。 相似文献
524.
平尾积冰对飞机纵向气动参数的影响 总被引:3,自引:0,他引:3
建立飞机纵向动力学模型,基于最大似然参数估计原理,设计用于辨识飞机纵向气动参数的辨识系统,并对辨识系统的正确性和精确度进行了验证.以DHC-6飞机飞行试验数据为依据,对未积冰飞机和两种平尾积冰冰型的飞机进行纵向气动参数辨识,通过对比3种情况下飞机纵向气动参数的辨识结果,定量分析了平尾积冰对飞机纵向气动参数的影响.结果表明:平尾积冰将导致飞机纵向气动特性恶化,俯仰阻尼可减小15%,升降舵效率可降低20%,对飞行稳定性、操纵性以及飞行安全构成一定的威胁. 相似文献
525.
526.
527.
528.
文章计算了各气路部件之间的气动热力参数和总体性能参数大小,分析相互关系,进而对发动机的设计提供理论依据。针对某型涡桨发动机的气路结构进行了气动热力仿真计算研究,利用设计手册给定的发动机设计点主要工作参数数据进行气动热力仿真计算,对比计算得到的发动机总体性能参数数据与设计点给定的总体性能参数数据,验证了仿真计算算法的有效性以及准确性。针对气动热力仿真计算结果所产生的误差,初步分析并验证了算法优化需要考虑的部件特性的耦合系数以及引气对发动机性能的影响等因素。 相似文献
529.
针对20vol%的SiC_p/Al复合材料的棱边缺陷问题,利用单因素实验对其进行面铣,研究了切削参数对出口棱边形貌的影响。研究结果表明:出口棱边形貌受铣削速度变化的影响较大,在低速(40和80 m/min)和高速(200 m/min)时棱边形貌均较好;当进给量为0.02和0.04 mm/r时,出口棱边主要存在毛刺。随着进给量的不断增大,棱边出现了严重的缺陷和表层剥落,之后棱边又以少量的毛刺和缺陷为主。当只改变轴向切深时,出口棱边均会出现严重的缺陷,只改变轴向切深对改善棱边形貌质量效果不显著。因此,当铣削速度为低速或高速、进给量较小且轴向切深适中时,SiC_p/Al才能获得较好的出口棱边形貌。 相似文献
530.
为揭示小卫星瞬态外热流下的动态传热特性规律,以小卫星双层集总参数模型为研究对象,推导得到动态热平衡方程。类比阻尼振荡系统,采用时频变换和传递函数分析的新思路,对温度与热流波动量间的幅值特性和相位特性变化规律进行理论研究,并利用数值方法进行验证。结果表明:推导获得了小卫星传热系统自然频率和阻尼比的热参数准则式,并证明了小卫星传热系统在热激励下振荡特性为过阻尼。阻尼比和频率比的增大及热流静位移的减小均可降低温度的波动幅度,不同频率比范围下阻尼比对热流的波动量与温度波动量间的相位差的影响呈相反规律,数值结果与解析分析结果一致。可为低热惯性小卫星的热控优化设计提供理论参考。 相似文献