資源描述：
《機(jī)翼水平失速誘發(fā)發(fā)動機(jī)失速的飛行試驗.pdf》由會員上傳分享，免費在線閱讀，更多相關(guān)內(nèi)容在行業(yè)資料-天天文庫。
1、第27卷第4期燃?xì)鉁u輪試驗與研究Vo1．27，No．42014年8月GasTurbineExperimentandResearchAug．，201427{、)～≯、；《{j：、；}：：≯，≯、，，?，，fii3≥：23《≯女、&j、、，，獬、、徽驗妊、《
2、藹f
3、莰、-0ll_Ⅲ≯囂，薄≥×{≥l√矗_≮j☆≈§≯一《lX×{：¨)≮《強(qiáng)自譬i長l一t邋r≥§髟·強(qiáng)iⅢl警麓；《《≥》》(j(；、、。、摘要：利用飛行試驗的方式，選取相同高度和馬赫數(shù)條件，對某尾吊布局飛機(jī)進(jìn)行機(jī)翼水平失速試驗，考核幾種發(fā)動機(jī)功率狀態(tài)對進(jìn)氣畸變的響應(yīng)。試驗結(jié)果表明：除飛
4、行慢車狀態(tài)外，其他幾種功率狀態(tài)均捕捉到了發(fā)動機(jī)失速掉轉(zhuǎn)現(xiàn)象，且捕獲的發(fā)動機(jī)失速為典型的可恢復(fù)失速；尾吊布局的發(fā)動機(jī)，進(jìn)氣畸變水平隨攻角的增大而增大；發(fā)動機(jī)隨著功率狀態(tài)的增加趨向于更易失穩(wěn)的狀態(tài)。另外，飛機(jī)姿態(tài)變化速率分析表明，飛機(jī)姿態(tài)劇變是發(fā)動機(jī)失速掉轉(zhuǎn)的誘因之一。關(guān)鍵詞：航空發(fā)動機(jī)；飛行試驗；尾吊布局；機(jī)動飛行；進(jìn)氣畸變；可恢復(fù)失速中圖分類號：V217文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A文章編號：1672—2620f2014104—0027—04FlightTestofEngineStallInducedbyWing-LevelStallManeuverXIA0We
5、n—fu，ZHUYaD—wei．TIANLin(ChinaFlightTestEstablishment，Xi’an710089，China)Abstract：Wing—levelstallflighttestshavebeendonetoexaminetheresponseofenginepowertoinletdis—tortion，usingatailmountedaircraftatthesameheightandspeed．Enginespeeddropphenomenahavebeencapturedinseveralpowercas
6、es，exceptflightidlepower．Thetestresultsshowthattheenginestalldropphenomenonisatypicalrecoverystall；theengineinletdistortionincreaseswiththeangleofattack；thehigherenginepowerlevelbecomesthemoreunstabletendstobe；theanalysisofaircraftattituderatein—dicatesthatthedramaticchangeof
7、aircraftattitudemaybeoneofthecausesfortheenginestal1．Keywords：aero—engine；flighttest；tail-mounted；maneuverflight；inletdistortion；recoverystall1引言容性問題仍具有不可替代的作用。為研究機(jī)動飛行與發(fā)動機(jī)進(jìn)氣畸變的關(guān)系，前飛機(jī)機(jī)動飛行時產(chǎn)生的氣流分離，有可能被吸人做了大量研究工作“。由NASADryden飛行研人發(fā)動機(jī)中形成進(jìn)氣畸變，進(jìn)而引起發(fā)動機(jī)失速或究中心負(fù)責(zé)的F／A一18A大攻角研究機(jī)(HARV)計劃喘振
8、，嚴(yán)重時可導(dǎo)致發(fā)動機(jī)機(jī)件強(qiáng)烈振動乃至嚴(yán)重的目的之一，就是通過穩(wěn)態(tài)氣動條件和相應(yīng)機(jī)動飛損壞、發(fā)動機(jī)熱端超溫、性能急劇惡化、熄火停車等行獲得全尺寸試驗機(jī)的飛行試驗數(shù)據(jù)，并用于解釋故障，甚至危及飛行安全n’。雖然在發(fā)動機(jī)設(shè)計階從固定姿態(tài)風(fēng)洞試驗中獲得的最大總壓畸變，能否段和進(jìn)氣道／發(fā)動機(jī)相容性早期評定階段，就已預(yù)代表實際機(jī)動飛行中遇到的最大總壓畸變水平嘲。估了發(fā)動機(jī)飛行包線內(nèi)的喘振邊界，然而受模型和利用F／A一18A大攻角研究機(jī)作為試飛平臺，具有常計算方法的制約，預(yù)估結(jié)果的準(zhǔn)確性還需進(jìn)一步驗規(guī)高性能飛機(jī)都不具備的大攻角持續(xù)飛行優(yōu)勢。雖證。另外，發(fā)動機(jī)喘
9、振邊界隨飛行工況變化，相同進(jìn)然一般的運輸類飛機(jī)無法做到HARV實現(xiàn)的大攻角氣畸變水平條件下發(fā)動機(jī)可能具有不同的喘振裕持續(xù)機(jī)動飛行，但也存在飛機(jī)機(jī)動飛行時可能因機(jī)度，難以通過進(jìn)氣畸變水平估算發(fā)動機(jī)喘振裕度水身或機(jī)翼影響導(dǎo)致發(fā)動機(jī)進(jìn)氣畸變的問題。本文平。因此，就目前而言，通過飛行試驗來驗證進(jìn)發(fā)相收稿日期：2014—02—26；修回日期：2014—05—26作者簡介：肖文富(1982一)，男，福建永定人，工程師，碩士，主要從事發(fā)動機(jī)性能特性試飛工作。28燃?xì)鉁u輪試驗與研究第27卷采用飛行試驗的方法，研究了某尾吊布局大涵道比15渦扇發(fā)動機(jī)，在飛機(jī)執(zhí)行機(jī)翼
10、水平失速試驗過程中，：^、～——————一7墨0一、／'一失速掉轉(zhuǎn)的特點及其影響因素。警一15202試驗對象和方法一_／＼0、～——／—
