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901.
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
902.
SM 14 6发动机是法国SNECMA公司和俄罗斯NPO土星公司合作开发的俄罗斯新一代支线飞机 (RRJ)发动机。该项目是俄罗斯航空发动机界的第一个国际合作项目 ,SNECMA公司负责核心机、控制系统 (FADEC)和发动机一体化的设计、加工、保障和服务 ,NPO土星公司负责低压部件、控制系统和附件的设计、加工、保障和服务。 SM 14 6发动机是为 5 0~ 90座的支线飞机设计的发动机 ,推力范围为 6 0 .0 5~ 77.84kN。该发动机的核心机采用SNECMA公司研制的结构、材料和热动力循环都很适合支线飞机的DEM 2 1核心机。 6级高压比高压压气机的… 相似文献
903.
为了研究飞行过载和推力销安装间隙对推力测量结果的影响,根据安装节推力测量原理开展一系列推力校准试验,获
得了不同过载和安装间隙下的推力校准方程。通过结果分析得出飞行过载和安装间隙对推力测量结果的影响关系和解决措施。结
果表明:当飞行过载不超过2g 时,安装间隙为4~6 mm,且在发动机慢车以上状态时,可以忽略飞行过载和推力销安装间隙的影
响;当飞行过载超过2g 时,需要根据实际的过载系数和安装间隙对主安装节推力进行修正,以获得更高精度的推力测量结果。 相似文献
904.
905.
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
906.
由搭载方式发射的小卫星,通常需要变轨才能进入自己的工作轨道。这种变轨一般由小推力发动机执行,传统的冲量变轨方法存在较大局限性。文章研究了在小推力作用下,小卫星由椭圆停泊轨道进入共面圆工作轨道的点火信息求解方法;给出对地定向三轴稳定模式下和俯仰角偏置三轴稳定模式下的变轨控制仿真结果;提供了对任务设计有参考价值的结论。 相似文献
907.
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
908.
通过理论分析和大量的计算,得出H5飞机起飞离地后,在一台发动机工作(单发)条件下上升的最小允许速度、保持单发上升所需的坡度和各种飞行条件对单发上升性能的影响。对飞行员正确处置单发状态具有重要的指导意义。 相似文献
909.
910.
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