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一种发动机试飞数据快速处理方法 预览
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作者 任智勇 邓晓政 马丁峰 《机械与电子》 2019年第1期11-14,共4页
为了提高试飞数据处理分析效率,进行了发动机数据处理方法研究。通过分析试飞科目数据处理逻辑,分解数据处理所需提取的参数和处理算法,完成了炽热部位温度测量、空中起动、性能特性的数据统计和计算。并对结合测试遥测和机上数据实时处... 为了提高试飞数据处理分析效率,进行了发动机数据处理方法研究。通过分析试飞科目数据处理逻辑,分解数据处理所需提取的参数和处理算法,完成了炽热部位温度测量、空中起动、性能特性的数据统计和计算。并对结合测试遥测和机上数据实时处理,即时获取数据处理结果的方案进行了讨论。提出的方法将数据处理的判定逻辑显性化,使其便于通过计算机完成,缩短了数据处理时间,也为数据深度挖掘提供了素材。 展开更多
关键词 发动机 数据处理 性能统计 空中起动
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温度对涡轴发动机起动性能影响的试验研究 预览
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作者 任智勇 王俊琦 邓晓政 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2019年第3期13-17,57共6页
为研究装直升机后的涡轴发动机的地面起动性能,开展了不同环境温度、冷/热态条件下的发动机地面起动试验,分析了温度对起动时间和排气温度峰值的影响。结果表明,随着环境温度的增加,冷态起动时间先降后增,热态起动时间、冷/热态起动排... 为研究装直升机后的涡轴发动机的地面起动性能,开展了不同环境温度、冷/热态条件下的发动机地面起动试验,分析了温度对起动时间和排气温度峰值的影响。结果表明,随着环境温度的增加,冷态起动时间先降后增,热态起动时间、冷/热态起动排气温度峰值均呈线性增加。环境温度0℃以下时,随温度的降低冷/热态起动性能差异逐渐增大,滑油导致的转子阻力矩升高是低温冷态起动时间长的主要原因。利用试验结果,建立了冷/热态起动时间、排气温度峰值随环境温度变化的模型,并应用于实际飞行时的起动监控。 展开更多
关键词 航空发动机 地面试验 冷/热态起动 起动时间 排气温度峰值 起动模型
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叶片表面粗糙度对高负荷低压涡轮的流动影响 预览
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作者 张宗辰 乔渭阳 白涛 《哈尔滨理工大学学报》 CAS 北大核心 2019年第2期59-72,共14页
为了得到不同工况下表面粗糙度对涡轮叶片叶型损失的影响规律,采用数值模拟的方法对某前加载叶型在不同攻角和不同雷诺数下的流动进行了详细的分析。结果表明,当攻角i=0°、10°时,叶片表面并无明显的分离现象出现,当i=20°... 为了得到不同工况下表面粗糙度对涡轮叶片叶型损失的影响规律,采用数值模拟的方法对某前加载叶型在不同攻角和不同雷诺数下的流动进行了详细的分析。结果表明,当攻角i=0°、10°时,叶片表面并无明显的分离现象出现,当i=20°、25°、30°时,叶片表面都出现了不同程度的分离,且攻角越大分离越严重。当攻角一定时,增大雷诺数对抑制分离泡的出现有促进作用;当雷诺数也一定时,增大叶片表面粗糙度对抑制附面层的分离有明显的效果,且雷诺数越大抑制分离所需的粗糙度值就越低。攻角为20°,雷诺数分别等于25000、50000、100000、150000、200000时,抑制分离所需的最佳粗糙度值依次为38、14、5.1、2.5、1.7mm;攻角为25°,相同雷诺数下抑制分离所需的最佳粗糙度值依次为230、50、11、4、2.2mm;攻角为30°,雷诺数分别等于50000、100000、150000、200000时,抑制分离所需的最佳粗糙度值依次为3200、800、120、29mm。最后,建立了一套不同攻角下抑制分离的最佳粗糙度-雷诺数关系模型,并编写了相应的C语言程序。通过该程序,只要得知叶片工作的攻角与雷诺数大小,便可直接算出抑制附面层分离的最佳粗糙度值。 展开更多
关键词 高负荷低压涡轮 表面粗糙度 前加载 附面层分离 叶型损失
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发动机试飞智能监控方案设计 预览
4
作者 任智勇 王俊琦 《工程与试验》 2018年第1期62-65,共4页
发动机试飞时,由地面人员进行参数监控能够提高飞行的安全性,但该方法在人员、反馈链路、遥测系统方面存在一定的缺陷。在此基础上,设计了辅助监控系统、地面专家系统、发动机参数基线模型、机上综合监控系统等智能监控方案。智能监控... 发动机试飞时,由地面人员进行参数监控能够提高飞行的安全性,但该方法在人员、反馈链路、遥测系统方面存在一定的缺陷。在此基础上,设计了辅助监控系统、地面专家系统、发动机参数基线模型、机上综合监控系统等智能监控方案。智能监控方案可推动由人员监控向计算机自主监控、由地面监控向机上监控转变,从而提高监控的质量,保障飞行安全。 展开更多
关键词 航空发动机 飞行试验 智能监控 方案设计
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民用飞机载荷校准试验关键技术浅析 预览
5
作者 金秀芬 余建虎 于秀伟 《航空工程进展》 CSCD 2017年第1期105-108,共4页
民用飞机载荷校准试验是飞机载荷验证试飞的关键工作之一,飞行载荷验证的有效性很大程度上取决于校准试验的可靠性。为了提高校准试验的质量,对民用飞机校准试验中的关键技术进行研究和总结,阐述民用飞机载荷校准试验中测载站位的选取... 民用飞机载荷校准试验是飞机载荷验证试飞的关键工作之一,飞行载荷验证的有效性很大程度上取决于校准试验的可靠性。为了提高校准试验的质量,对民用飞机校准试验中的关键技术进行研究和总结,阐述民用飞机载荷校准试验中测载站位的选取、应变法测量典型方案、校准载荷的确定、载荷方程的建立、试验报告的编制等内容,提出合理化意见和建议,可为我国民用飞机载荷试飞的开展提供一定的技术指导和帮助。 展开更多
关键词 飞行载荷 应变计电桥 载荷校准 载荷方程 民用飞机
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非设计攻角对涡轮叶片叶型损失的影响特点分析 预览
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作者 张宗辰 杜睆实 +2 位作者 付海涛 马丽萍 白涛 《重庆理工大学学报:自然科学版》 2017年第11期109-116,178共9页
为了得到非设计攻角下涡轮叶片的叶型损失规律,采用数值模拟的方法对某高负荷低压涡轮前加载叶型在5种不同攻角下的流动进行了详细的分析,得到了5种攻角下叶片表面的各种流动参数。结果表明:在设计攻角下,叶片的性能表现最佳,此时叶栅... 为了得到非设计攻角下涡轮叶片的叶型损失规律,采用数值模拟的方法对某高负荷低压涡轮前加载叶型在5种不同攻角下的流动进行了详细的分析,得到了5种攻角下叶片表面的各种流动参数。结果表明:在设计攻角下,叶片的性能表现最佳,此时叶栅中的气流流动均匀,速度梯度、压力梯度分布符合一定规律,并未发生明显的附面层分离现象;在负攻角下,吸力面的流动情况保持良好而压力面的损失较为明显,且随着负攻角的增大损失系数也逐渐增大,但负攻角下损失系数的增幅整体上并不大,当负攻角增加到-20°时其损失系数只有0.048;在正攻角下,压力面的流动情况保持良好而吸力面的损失较为明显,且这种损失比负攻角下压力面的损失要大得多;当正攻角为10°时其损失系数已达到0.141,远远超过-20°攻角下的损失系数。因此,在进行叶型设计的时候一定要留有合适的正攻角裕度。 展开更多
关键词 高负荷低压涡轮 攻角 前加载 附面层分离 叶型损失
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涡轴发动机自吸油试验方案设计及验证 预览
7
作者 汪涛 姜健 赵海刚 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2017年第1期14-17,62共5页
阐述了涡轴发动机自吸油特点,对比了国内外相关标准对涡轴发动机自吸油能力的评定要求和方法。研究了涡轴发动机油泵自吸油工作机理,总结出合理可行的自吸油试验方法,并进行了飞行试验验证,以确定影响飞行试验方法的各种因素,包括自吸... 阐述了涡轴发动机自吸油特点,对比了国内外相关标准对涡轴发动机自吸油能力的评定要求和方法。研究了涡轴发动机油泵自吸油工作机理,总结出合理可行的自吸油试验方法,并进行了飞行试验验证,以确定影响飞行试验方法的各种因素,包括自吸供油的高度边界、各个高度自吸供油的速度范围和发动机状态。试验表明,影响发动机自吸油边界的主要因素为发动机状态和飞行高度,所提出的试验方案经验证可行且能够较为充分地验证发动机自吸油能力。 展开更多
关键词 航空发动机 飞行试验 自吸油 发动机状态 飞行高度 燃油压力 试验验证
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某涡轴发动机空中启动参数分析 预览
8
作者 任智勇 李志鹏 汪涛 《工程与试验》 2016年第1期29-31,47共4页
发动机空中启动试验是评价发动机性能的重要手段。介绍了某涡轴发动机空中启动试验方法,分析了启动时间、启动中燃气涡轮后温度T45峰值、关车后降温时间随启动高度的变化关系,发现随启动高度增加,启动时间呈二次曲线增加、T45温度峰值... 发动机空中启动试验是评价发动机性能的重要手段。介绍了某涡轴发动机空中启动试验方法,分析了启动时间、启动中燃气涡轮后温度T45峰值、关车后降温时间随启动高度的变化关系,发现随启动高度增加,启动时间呈二次曲线增加、T45温度峰值线性下降、关车后降温时间增加。分析结果为改良设计和后续安排相应科目试飞提供了指导。 展开更多
关键词 涡轴发动机 空中启动 启动时间 T45峰值 降温时间
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涡轴发动机高原起动试验研究 预览
9
作者 汪涛 王朝蓬 王俊琦 《现代机械》 2016年第6期92-95,共4页
基于不同海拔机场发动机地面起动试验结果,以及涡轴发动机起动特点,研究了机场海拔高度对发动机起动过程的影响,并结合发动机起动供油及燃烧过程,分析了在高原机场造成起动困难的主要因素,并针对高原起动出现的问题,给出了改进建议。结... 基于不同海拔机场发动机地面起动试验结果,以及涡轴发动机起动特点,研究了机场海拔高度对发动机起动过程的影响,并结合发动机起动供油及燃烧过程,分析了在高原机场造成起动困难的主要因素,并针对高原起动出现的问题,给出了改进建议。结果表明,随着海拔增高,发动机地面起动时间增加,起动过程中的最高排气温度上升,起动过程更容易出现喘振;建议通过合理调整起动供油量和提高起动机功率来改善发动机高原起动性能。 展开更多
关键词 高原 涡轴发动机 起动试验 喘振
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结合FLUENT软件的叶型粘性逆命题气动设计方法 被引量:1
10
作者 任智勇 李志鹏 +1 位作者 姜健 汪涛 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第5期886-891,共6页
为了有效解决粘性条件下的反问题,发展了一种满足粘性假设的逆命题气动设计方法,并将其通过UDF与FLUENT软件结合,构建了逆命题设计平台.该方法给定叶型的目标压力分布,采用目标和当前压力分布的差计算出网格变形量修正叶型,直到获得满... 为了有效解决粘性条件下的反问题,发展了一种满足粘性假设的逆命题气动设计方法,并将其通过UDF与FLUENT软件结合,构建了逆命题设计平台.该方法给定叶型的目标压力分布,采用目标和当前压力分布的差计算出网格变形量修正叶型,直到获得满足目标压力分布的型线.采用本平台对一组抛物线叶栅进行计算验证,之后完成了涡轮叶栅的重新设计.抛物线和涡轮叶栅的逆命题计算结果的压力分布均与目标吻合良好,证明了本平台的有效性.逆命题计算后压力残差下降约85%~95%,计算时间约为分析计算的4~7倍. 展开更多
关键词 粘性 气动设计 叶型 逆命题设计 动网格
飞机进气道出口边界层测量试验与数值计算 预览
11
作者 高颖 赵海刚 +2 位作者 吕伟 刘海荣 廖小文 《工程与试验》 2015年第1期30-33,89共5页
基于某飞机科研试飞,进行了飞机进气道出口边界层测量试验系统设计与搭建,完成了发动机工作在多种状态下的边界层测量。通过建立三维数值计算模型,进行了与试验对应工况下的边界层特性计算。计算结果和试验数据吻合性良好,误差较小。分... 基于某飞机科研试飞,进行了飞机进气道出口边界层测量试验系统设计与搭建,完成了发动机工作在多种状态下的边界层测量。通过建立三维数值计算模型,进行了与试验对应工况下的边界层特性计算。计算结果和试验数据吻合性良好,误差较小。分析结果表明,随着发动机状态逐渐增大,进气道出口处的物理边界层厚度相应增大,位移边界层厚度减小,边界层对空气流量的影响逐渐降低。 展开更多
关键词 飞机进气道 飞行试验 边界层厚度 数值计算
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大涵道比涡扇发动机进气畸变测量耙风洞校准试验 预览 被引量:1
12
作者 赵海刚 赵东涛 +2 位作者 汪涛 田晓平 党学武 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2014年第3期59-62,共4页
以国产大型客机C919配装的大涵道比涡扇发动机飞行试验为应用背景,研制了基于动态、稳态压力和总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙。为评估和验证其角度、速度测量特性及参数测量精确度,进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校... 以国产大型客机C919配装的大涵道比涡扇发动机飞行试验为应用背景,研制了基于动态、稳态压力和总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙。为评估和验证其角度、速度测量特性及参数测量精确度,进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验研究。结果表明:在马赫数0.2-0.6、攻角和侧滑角-20°-20°范围内,耙体压力测量相对误差小于0.5%,满足对大涵道比涡扇发动机进口流场品质和流量的测试技术需求。 展开更多
关键词 大涵道比涡扇发动机 飞行试验 进气道与发动机相容性 进气道畸变测量耙 风洞校准试验
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发动机进口附面层测量试验与数值模拟 预览
13
作者 廖小文 赵海刚 +1 位作者 汪涛 张晓飞 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2012年第3期54-57,62共5页
以某型涡扇发动机科研试飞为平台,设计搭建发动机附面层测量试验系统,进行了多种飞行工况及涡扇发动机工作状态下的附面层测量试验。通过试验数据分析和研究,评估了各计算参数对涡扇发动机进口附面层厚度的影响。建立三维数值模型,... 以某型涡扇发动机科研试飞为平台,设计搭建发动机附面层测量试验系统,进行了多种飞行工况及涡扇发动机工作状态下的附面层测量试验。通过试验数据分析和研究,评估了各计算参数对涡扇发动机进口附面层厚度的影响。建立三维数值模型,计算了相应工况下的附面层特性,计算数据与试验数据吻合良好。研究结果表明:随着发动机状态的增大,进气道出口的附面层物理厚度增大、附面层位移厚度减小,附面层对空气流通能力的影响降低。 展开更多
关键词 涡扇发动机 飞行试验 附面层位移厚度 发动机空气流量
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涡扇发动机空气流量测量飞行试验 被引量:2
14
作者 赵海刚 申世才 +2 位作者 张晓飞 马燕荣 王小峰 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第8期1778-1784,共7页
以某型涡扇发动机科研试飞为平台,设计搭建了发动机空气流量测量试验系统,进行了各种飞行工况及涡扇发动机工作状态下的空气流量测量试验研究.通过对试验数据的分析和研究,评估了各计算参数对涡扇发动机空气流量测量结果的影响规律... 以某型涡扇发动机科研试飞为平台,设计搭建了发动机空气流量测量试验系统,进行了各种飞行工况及涡扇发动机工作状态下的空气流量测量试验研究.通过对试验数据的分析和研究,评估了各计算参数对涡扇发动机空气流量测量结果的影响规律,验证了一种简化流量测量方法的可行性和结果的准确性.获得了空气流量测量、计算方面的若干重要结论,为后续型号流量测量和计算提供了工程参考依据.应用试验数据对三维数值计算模型进行修正,并计算了相应工况下的空气流量,计算数据和试验数据进行比较,发现吻合良好,误差较小. 展开更多
关键词 涡扇发动机 飞行试验 附面层位移厚度 三维数值计算 发动机空气流量
高机动飞行下进气道/发动机相容性试验 被引量:4
15
作者 赵海刚 屈霁云 +2 位作者 史建邦 姜健 张晓飞 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第9期2077-2082,共6页
为了评估飞行攻角和侧滑角快速变化对进气道出口畸变、发动机稳定性的影响,进行了某型飞机高机动下进气道/发动机相容性飞行试验,获得了快速飞行姿态改变时进气道与发动机相关参数的试验数据.通过对飞行数据的整理、计算和分析,研... 为了评估飞行攻角和侧滑角快速变化对进气道出口畸变、发动机稳定性的影响,进行了某型飞机高机动下进气道/发动机相容性飞行试验,获得了快速飞行姿态改变时进气道与发动机相关参数的试验数据.通过对飞行数据的整理、计算和分析,研究了高机动状态下进气道出口的畸变特性、发动机稳定性以及进气道出口畸变和发动机稳定性的相关性.研究结果表明:高机动飞行状态下进气道出口流场品质变差,发动机稳定性变差. 展开更多
关键词 飞行试验 飞行攻角 飞行侧滑角 综合压力畸变 稳定性
某型发动机喘振特征分析及消喘系统验证试验 被引量:15
16
作者 屈霁云 马明明 +1 位作者 王小峰 马燕荣 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第6期1291-1296,共6页
分别采用吊舱进口安装扰流板和提高发动机慢车以上状态供油量进行某型发动机地面逼喘试验,研究了两种方法的特点,分析了喘振过程中发动机参数变化情况和喘振原因.结果表明,安装扰流板间歇缓推油门杆和提高供油量快推油门杆逼喘试验均能... 分别采用吊舱进口安装扰流板和提高发动机慢车以上状态供油量进行某型发动机地面逼喘试验,研究了两种方法的特点,分析了喘振过程中发动机参数变化情况和喘振原因.结果表明,安装扰流板间歇缓推油门杆和提高供油量快推油门杆逼喘试验均能够有效反映干扰因子对发动机稳定性的影响:安装扰流板后的加速过程中,总压畸变和空气流量减少引起喘振,前者是主要因素,风扇先喘压气机后喘;提高供油量后的加速过程中,燃烧室油气比始终偏大,稳定工作裕度降低,高压燃气堆积并堵塞了空气流,压气机和风扇先后喘振.喘振过程中消喘系统可靠投入工作.获得了该型发动机的临界畸变指数.为该型发动机空中逼喘试验及稳定性评定奠定了基础. 展开更多
关键词 航空发动机 供油量 扰流板 喘振 消喘系统
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