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锯齿翅片微小通道中R134a的冷凝传热实验研究
1
作者 李杰 张大林 +2 位作者 詹宏波 张朋磊 朱光亚 《航空动力学报》 北大核心 2026年第2期105-113,共9页
采用空气射流冲击通道壁面的冷却方式,研究了制冷剂R134a在3种规格锯齿翅片微小通道内的冷凝传热特性,通道当量直径分别为1.13、1.18 mm和1.44 mm。工况范围为:干度0~1,质量流率:56~430 kg/(m^(2)·s),饱和温度:50~70℃,热流密度:8.... 采用空气射流冲击通道壁面的冷却方式,研究了制冷剂R134a在3种规格锯齿翅片微小通道内的冷凝传热特性,通道当量直径分别为1.13、1.18 mm和1.44 mm。工况范围为:干度0~1,质量流率:56~430 kg/(m^(2)·s),饱和温度:50~70℃,热流密度:8.4~44.2 kW/m^(2)。实验获得了通道内局部冷凝传热系数,分析了锯齿翅片几何结构、干度、质量流率、饱和温度以及热流密度对冷凝传热的影响。结果表明:干度和质量流率的增加导致流体湍流度上升、冷凝液膜厚度减小,冷凝传热增强。饱和温度提高伴随着制冷剂液相导热系数、液汽密度比和黏度比降低,增加液膜热阻的同时减小了汽液界面的剪切力,减弱了冷凝传热。提高热流密度可引起传热系数的提高,但随着干度降低,液膜厚度增加,热流密度的作用逐渐减小并趋于消失。对于翅片高度相同的锯齿通道,减小翅片截距可以增大冷凝传热系数。对比截距相同的锯齿通道,翅片高度变化对冷凝传热系数的影响不明显。基于实验数据,提出了适用于不同锯齿翅片微小通道的冷凝传热系数的计算关联式。 展开更多
关键词 锯齿翅片 微通道 射流冲击 冷凝传热 两相流
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一种新型快装快拆式杆顶绝缘挡板的研制
2
作者 曹佳伟 林林 +2 位作者 王鹏 韩耀东 杨波 《电力系统装备》 2026年第3期171-172,175,共3页
如何在临近带电设备处快速高效地实现物理隔离带电部位,保障作业人员安全距离,减少遮蔽时间是提高带电作业效率的关键。现有绝缘挡板只是简单地用板块组合式的方式起到隔离防护的作用,遮蔽过程繁琐,而且面对不同粗细的电杆时,在尺寸上... 如何在临近带电设备处快速高效地实现物理隔离带电部位,保障作业人员安全距离,减少遮蔽时间是提高带电作业效率的关键。现有绝缘挡板只是简单地用板块组合式的方式起到隔离防护的作用,遮蔽过程繁琐,而且面对不同粗细的电杆时,在尺寸上调节麻烦,复杂不便。文章提出一种新型快装快拆式杆顶绝缘挡板的研制及其使用方法,通过分离式结构实现挡板对电杆的快速抱紧,借助挡板卡槽和挡板夹具实现挡板的快速固定,能适应不同粗细电杆使用,快速实现上下层线路绝缘隔离。 展开更多
关键词 带电作业 作业安全距离 绝缘挡板
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直升机余热回收热管理新构型及应用
3
作者 罗平根 李彬 +2 位作者 王化吉 李星萍 夏文庆 《航空学报》 北大核心 2026年第1期77-89,共13页
针对先进直升机能量利用效率提升需求和机载蒸发循环系统温度适应性不足的问题,提出基于环控-滑油系统耦合的能量管理方法。机载蒸发循环系统在冷天环境下(舱外大气温度≤-5℃)因制冷剂蒸发不完全导致加温失效,在热天高海拔时(舱外大气... 针对先进直升机能量利用效率提升需求和机载蒸发循环系统温度适应性不足的问题,提出基于环控-滑油系统耦合的能量管理方法。机载蒸发循环系统在冷天环境下(舱外大气温度≤-5℃)因制冷剂蒸发不完全导致加温失效,在热天高海拔时(舱外大气温度<+20℃)又频繁除霜影响座舱热舒适性。依据直升机环控系统的构型特点,开发了单冷无霜和宽温域无霜2种热管理系统构型。通过实验室验证和AMESIM仿真分析,结果显示单冷无霜热管理系统能够在直升机的整个飞行高度包线内实现无霜制冷,而宽温域无霜热管理系统则可在整个飞行高度和温度包线(舱外大气温度≥-40℃)内无霜制冷和加温。该研究成果使环控系统摆脱了对发动机引气的依赖,有效节省了发动机功率,验证了滑油余热回收利用技术的可行性,具有重要的工程应用价值。 展开更多
关键词 直升机 能量管理 热管理 环控系统 滑油系统 无霜 余热回收
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基于无人机的直升机吊装自主对接系统设计与仿真验证
4
作者 段松志 《机电信息》 2026年第3期46-49,54,共5页
针对现有直升机吊装在对接精度与人员安全方面的不足,设计了一套包括X型多旋翼主动对接端、变体折叠收纳机构及被动锁紧结构在内的吊装系统总体方案。采用SolidWorks建模,基于Adams进行动力学接触仿真以获取对接力时程,并在Ansys中对关... 针对现有直升机吊装在对接精度与人员安全方面的不足,设计了一套包括X型多旋翼主动对接端、变体折叠收纳机构及被动锁紧结构在内的吊装系统总体方案。采用SolidWorks建模,基于Adams进行动力学接触仿真以获取对接力时程,并在Ansys中对关键承力零件(主动端与锁紧球)进行了静力学有限元分析以评估强度与安全性。仿真结果表明:对接瞬时最大接触力约为560N,稳定接触力约为120N;主动端及锁紧球最大等效应力分别小于其许用应力,安全系数不低于1.4,验证了对接吊装的可靠性。 展开更多
关键词 直升机吊装 无人机对接 变体机构 ADAMS仿真 Ansys静力分析
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飞行试验台辅助起动引气可调系统设计及工程应用
5
作者 周超 李密 +1 位作者 申世才 苏龙伟 《推进技术》 北大核心 2026年第2期235-243,共9页
本文以某型发动机挂装现役新研制飞行台为对象,针对航空发动机通用飞行台为被试发动机提供的起动引气功率不匹配问题,基于总体性能建模部件法,建立了飞行台与被试发动机辅助起动引气仿真模型。采用理论分析方法评估了飞行台加装起动引... 本文以某型发动机挂装现役新研制飞行台为对象,针对航空发动机通用飞行台为被试发动机提供的起动引气功率不匹配问题,基于总体性能建模部件法,建立了飞行台与被试发动机辅助起动引气仿真模型。采用理论分析方法评估了飞行台加装起动引气调节系统对飞行台无安全影响;利用模型计算起动引气调节系统工作参数,有助于起动引气调节系统的研制;基于被试发动机起动需求功率,利用模型计算起动引气调节系统控制目标,调节系统按照目标进行控制,使得飞行台起动被试发动机的引气功率达到需求功率。基于此完成飞行台辅助起动引气可调系统的设计和验证。实际结果表明,经过起动引气调节系统的调节可以有效降低飞行台提供的起动引气功率,最大减小了45.7百分点,并且与被试发动机需求的起动引气功率最大误差不超过2%,满足5%的精度要求,解决了飞行台提供的起动引气功率与被试发动机需求的起动引气功率不匹配问题,增强了我国飞行台的建设能力,丰富了飞行台验证手段。 展开更多
关键词 飞行试验台 起动引气可调 起动功率 起动引气仿真模型 目标压力
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航空作动器小孔节流缓冲设计与仿真分析
6
作者 伍逸夫 《中国科技信息》 2026年第1期45-48,共4页
1背景.在航空工业液压系统中,作动器缓冲装置的设计对于提高系统的响应控制能力以及保护相关机构至关重要。本文首先基于缓冲原理进行了深入分析,探讨了环缝节流以及小孔节流缓冲性能的影响因素,得出了小孔节流能够更容易实现作动器缓... 1背景.在航空工业液压系统中,作动器缓冲装置的设计对于提高系统的响应控制能力以及保护相关机构至关重要。本文首先基于缓冲原理进行了深入分析,探讨了环缝节流以及小孔节流缓冲性能的影响因素,得出了小孔节流能够更容易实现作动器缓冲速度精确控制的结论。另外,设计了不同直径的节流小孔,通过理论计算以及AMESim仿真分析,从缓冲性能、压力冲击以及流量控制等方面进行评估,结果表明:合理的设计小孔尺寸在减小压力冲击的同时还能够实现明显的缓冲效果,优选直径1.2mm的节流小孔作为本文作动器的最优缓冲结构尺寸,为航空作动器末端缓冲的实际应用提供理论依据。 展开更多
关键词 压力冲击 小孔节流 航空作动器 AMESIM仿真
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辅助动力装置使用限制适航验证研究
7
作者 薛伟伟 马扬 《民用飞机设计与研究》 2026年第1期22-25,共4页
民用飞机辅助动力装置(APU)的可靠运行直接影响航前勤务效率与飞行关键阶段应急能源保障能力。科学构建与验证其使用限制体系,是确保APU服役可靠性的核心控制要素。通过解析CCAR25部适航条款的技术要求,构建APU使用限制参数技术分类矩阵... 民用飞机辅助动力装置(APU)的可靠运行直接影响航前勤务效率与飞行关键阶段应急能源保障能力。科学构建与验证其使用限制体系,是确保APU服役可靠性的核心控制要素。通过解析CCAR25部适航条款的技术要求,构建APU使用限制参数技术分类矩阵,并结合某型飞机适航审定实践,给出了APU使用限制条款的适航验证方法和验证路径,为APU使用限制设计与适航验证提供参考。 展开更多
关键词 辅助动力装置 使用限制 适航验证
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新型高效机载电子器件冷却系统设计及实验 被引量：1
8
作者 刘秀芳 陈佳军 +3 位作者 郑勉 钟富豪 李亚楠 侯予 《航空学报》 北大核心 2025年第9期202-211,共10页
随着航空技术的快速发展,机载电子器件的集成度越来越高,传统的单相冷却技术难以满足其日益严峻的散热需求。为此,提出了一种耦合微通道热沉和喷雾冷却模块的新型高效冷却技术,搭建了模拟高空低压环境的大功率开式闪蒸实验系统,探究了... 随着航空技术的快速发展,机载电子器件的集成度越来越高,传统的单相冷却技术难以满足其日益严峻的散热需求。为此,提出了一种耦合微通道热沉和喷雾冷却模块的新型高效冷却技术,搭建了模拟高空低压环境的大功率开式闪蒸实验系统,探究了热流体的入口过热度和工质种类对换热性能的影响规律。研究结果表明:降低环境压力和提高热流体的入口温度均可增大热流体的入口过热度,从而达到强化换热和提高工质利用率的目的,但是二者的作用机制有所不同。工质物性是影响流动与换热特性的重要因素之一,当热流体为水时,换热量最高可达3326 W,对应的相变率为30.84%、功耗比为456;而当热流体为65#冷却液时,换热性能显著下降,换热量和相变率相较于水均降低了约18%、功耗比降低了约53%,主要原因在于65#冷却液具有较高的动力黏度和较低的导热系数,导致流动和换热特性同时恶化。本研究可为机载大功率电子器件高效热管理系统的设计和性能优化提供理论依据。 展开更多
关键词 低环境压力 微通道热沉 喷雾冷却 入口过热度 换热性能
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基于BP神经网络的弹射装置参数优化 被引量：1
9
作者 贺尔铭 赵冠臣 +1 位作者 王延生 韩召辉 《西北工业大学学报》 北大核心 2025年第4期631-639,共9页
为降低弹射装置的质量及体积占用并提升其缓冲性能,以某型弹射装置为研究对象,建立了弹射过程及缓冲过程的物理模型和数学模型,利用龙格库塔方法求解并进行仿真分析。利用拉丁超立方采样方法选取样本点,并在仿真程序中运行求解。随后基... 为降低弹射装置的质量及体积占用并提升其缓冲性能,以某型弹射装置为研究对象,建立了弹射过程及缓冲过程的物理模型和数学模型,利用龙格库塔方法求解并进行仿真分析。利用拉丁超立方采样方法选取样本点,并在仿真程序中运行求解。随后基于BP神经网络建立输入与输出之间的代理模型,并以此代理模型为基础,利用NSGA-Ⅱ多目标优化方法进行优化。经过优化,与初始方案对比,装置质量降低15.52%,缓冲末速度降低54.58%,最大缓冲加速度降低23.15%,优化效果显著。 展开更多
关键词 多目标优化 弹射装置 BP神经网络 NSGA-Ⅱ算法 液压传动
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可控刚度支承结构动力学特性实验研究
10
作者 龚存忠 王贵龙 +2 位作者 国阳 徐科繁 张广辉 《汽轮机技术》 北大核心 2025年第4期284-288,298,共6页
为研究支承结构的刚度特性及其对转子系统动力学性能的影响,设计并搭建了可控刚度支承结构试验台。针对某船用汽轮给水机组转子,利用有限元方法建立其模化转子模型,依次开展了模化转子临界转速及模态振型仿真、支承刚度敏感性仿真、不... 为研究支承结构的刚度特性及其对转子系统动力学性能的影响,设计并搭建了可控刚度支承结构试验台。针对某船用汽轮给水机组转子,利用有限元方法建立其模化转子模型,依次开展了模化转子临界转速及模态振型仿真、支承刚度敏感性仿真、不平衡响应试验等。研究结果表明:可控刚度支承结构有效调节了转子临界转速,减少了转子振动峰值;通过调整鼠笼和金属橡胶环的刚度范围,实现了对转子不平衡响应的显著减振效果,减振效果达到39.22%。该研究为舰船动力装置转子系统的减振优化设计提供了可靠的理论依据和工程参考。 展开更多
关键词 可控刚度支承结构 模化转子 刚度调节 临界转速 不平衡响应 减振效果
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飞机环控系统发动机动态引气地面试验设备总体设计方法
11
作者 吴豪 郑永贵 +1 位作者 刘猛 王浚 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第2期573-583,共11页
飞机环控系统(ECS)在动态工作时的故障是困扰环控系统设计和改进的一大难题。传统ECS地面试验设备只具备稳态供气或小范围慢速动态供气的能力,难以复现ECS在空中快速剧烈动态引气的环境。为弥补环控系统动态试验能力的不足,建立了参数... 飞机环控系统(ECS)在动态工作时的故障是困扰环控系统设计和改进的一大难题。传统ECS地面试验设备只具备稳态供气或小范围慢速动态供气的能力,难以复现ECS在空中快速剧烈动态引气的环境。为弥补环控系统动态试验能力的不足,建立了参数覆盖范围最大、动态指标最高的环控引气双发动态模拟试验台,可以为环控系统模拟不同发动机在不同工作状态下的动态引气环境。使用总阀调压、冷热掺混调温的方式实现温度压力联合调节,合理分配各环节阻力关系以减弱调压-调温过程的耦合;使用旁路加热器供热、换热器换热的方式保证温度调节的快速性;采用双阀联动控制保证压力调节的大范围和高精度,双流量计互补测量以保证稳态测量精度和动态测量速度;基于传统分布式控制系统建立反射内存卡快速交互网络,实现控制系统的快速响应,采用基于专家系统的查表比例积分微分(PID)算法提升控制器的控制效果。试验结果显示所设计试验台具备快速、大覆盖范围的动态调温调压能力。 展开更多
关键词 飞机环控系统 发动机引气 环境模拟 流体输运 解耦控制 动态控制
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层叠式推力箔片轴承试验台设计及静特性试验
12
作者 张广辉 徐科繁 +2 位作者 韩佳真 黄钟文 吉世伟 《航空动力学报》 北大核心 2025年第8期194-200,共7页
为获取轴承特性变化规律,设计并搭建了可动静同步轴向加载的推力气体箔片轴承试验台,针对具有三层箔片结构的层叠式推力箔片轴承,依次开展了静刚度试验、起飞转速试验、极限承载试验等静特性试验。研究结果表明:基于空心轴设计的多段转... 为获取轴承特性变化规律,设计并搭建了可动静同步轴向加载的推力气体箔片轴承试验台,针对具有三层箔片结构的层叠式推力箔片轴承,依次开展了静刚度试验、起飞转速试验、极限承载试验等静特性试验。研究结果表明:基于空心轴设计的多段转轴可同时传递动静载荷,有助于获取推力轴承动态特性;库伦摩擦效应导致被测轴承静刚度随载荷呈非线性变化,基于试验数据拟合得到的刚度表达式有助于相关工程设计;高轴承数下轴承动压效应更为显著,因此轴承起飞转速随预载荷单调增加,极限承载随转速单调增加。 展开更多
关键词 层叠式推力箔片轴承 多段转轴设计 静刚度 起飞转速 极限承载
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基于涵道换热器的燃料电池热管理系统仿真研究 被引量：2
13
作者 刘重洋 李文 +1 位作者 虞翔宇 梁世哲 《南京航空航天大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第5期965-975,共11页
燃料电池无人机是实现绿色低碳航空的重要技术路径,随着无人机向大型化、长航程发展,大功率燃料电池在无人机复杂飞行剖面下的热管理问题变得更加复杂。本文提出了一种基于涵道撑杆结构件的换热器设计,该设计充分利用了螺旋桨后气流进... 燃料电池无人机是实现绿色低碳航空的重要技术路径,随着无人机向大型化、长航程发展,大功率燃料电池在无人机复杂飞行剖面下的热管理问题变得更加复杂。本文提出了一种基于涵道撑杆结构件的换热器设计,该设计充分利用了螺旋桨后气流进行散热而不附加过多系统质量,同时基于涵道换热器提出了应用于无人机的燃料电池热管理系统方案。采用Amesim平台,结合典型无人机飞行剖面,建立了热管理系统仿真模型并开展了数值模拟研究。研究结果表明:(1)该热管理系统能够较好地实现燃料电池温度控制,电池入口载冷剂温度不超过61.3℃(目标值60℃),进出口载冷剂温差不超过11.1℃(目标值10℃),均在误差范围内,验证了涵道换热器方案的可行性;(2)涵道换热器总数相同的情况下,各换热器模块的换热器数量需匹配燃料电池各阶段的功率以及电动泵的流量特性进行设计。 展开更多
关键词 燃料电池无人机 热管理系统 温度控制 涵道换热器 仿真分析
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具备消耗性热沉的燃油热管理系统性能分析及优化
14
作者 杨世宇 于海育 +1 位作者 林远方 梁新刚 《航空学报》 北大核心 2025年第4期68-82,共15页
为研究多温度限制点条件下具备消耗性热沉的燃油热管理系统(FTMS)工作性能,通过优化消耗性热沉的使用延长FTMS的正常工作时间(热航时),以液态甲烷(LM)为消耗性热沉构建了仿真流路。首先,分析了FTMS的热回油特性,结果表明系统正常工作时... 为研究多温度限制点条件下具备消耗性热沉的燃油热管理系统(FTMS)工作性能,通过优化消耗性热沉的使用延长FTMS的正常工作时间(热航时),以液态甲烷(LM)为消耗性热沉构建了仿真流路。首先,分析了FTMS的热回油特性,结果表明系统正常工作时燃油热沉消耗速率随供油泵流量的增加而增大。当冲压空气不足时,返回燃油箱的燃油温度成为FTMS的主要限制温度,为满足热回油的温度要求,系统的最优供油泵流量过大,导致散热性能不佳。此时使用LM不仅可以冷却热回油,还可以通过减小最优供油泵流量进一步减少燃油热沉的消耗。随后,探究了中间回油支路(MFRB)对FTMS散热性能的影响,结果表明当冲压空气不足时,MFRB不仅可以增大燃烧燃油的散热量,同样可以通过减小最优供油泵流量进一步提升系统的散热能力。标准工况下无LM时的燃油热沉消耗速率可被新流路降低17.62%。接着,分析了LM的流量特性,结果表明可根据LM的使用效果将LM供给流量划分成LM的高效作用区、一般作用区和低效作用区。最后,提出了一种LM的动态供给策略,相较于恒定小流量和大流量的LM供给策略,标准工况下热航时分别提升了9.21%和27.44%。 展开更多
关键词 热管理系统 热沉 动态优化 热航时 燃油
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超声速民机环控系统设计及性能仿真
15
作者 杨琳萱 马慧才 庞丽萍 《航空学报》 北大核心 2025年第20期217-235,共19页
由于气动加热、热沉紧缺等问题,超声速民机的环控系统和热管理系统面临着严峻的挑战。目前对民用运输机环控系统的研究主要针对亚声速民机,对超声速民机关注不足,亟需针对超声速民机环控系统展开深入研究。综合考虑超声速飞行时可用热... 由于气动加热、热沉紧缺等问题,超声速民机的环控系统和热管理系统面临着严峻的挑战。目前对民用运输机环控系统的研究主要针对亚声速民机,对超声速民机关注不足,亟需针对超声速民机环控系统展开深入研究。综合考虑超声速飞行时可用热沉特性,提出一种集成在燃油热管理系统中、具有热沉模式切换功能的新型环控系统,并对环控系统和燃油热管理系统进行热力学建模仿真。在典型飞行任务剖面下进行仿真分析,该系统可以满足超声速巡航、减速下降阶段客舱供气温度不大于18℃、燃油温度不大于150℃等关键热安全边界条件。巡航阶段设计航时增长或燃油初始温度升高时,仅使用燃油热沉可能导致系统热航时小于设计航时,此时切换模式引入冲压空气热沉可使系统热航时增加;减速下降阶段需同时使用燃油和冲压空气热沉,此时热航时受到燃油温度限制和供气温度限制的共同约束,调控循环燃油流量和冲压空气流量可延长热航时。双热沉模式切换策略平衡了热安全性与经济性,为超声速民机综合热管理系统设计提供了理论支撑与工程优化路径。 展开更多
关键词 环控系统 超声速民机 热管理系统 燃油 热沉
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无人机液氢燃料电池热管理系统仿真研究 被引量：1
16
作者 虞翔宇 李文 +1 位作者 严杰 梁世哲 《航空学报》 北大核心 2025年第9期118-134,共17页
燃料电池无人机具有长航时、低红外辐射和绿色低碳等特点,是新型无人机的重要发展方向。针对于无人机燃料电池热管理系统散热量大、散热温差小和热不匹配问题,提出了一种基于液氢存储的无人机燃料电池热管理系统方案和控制策略。该热管... 燃料电池无人机具有长航时、低红外辐射和绿色低碳等特点,是新型无人机的重要发展方向。针对于无人机燃料电池热管理系统散热量大、散热温差小和热不匹配问题,提出了一种基于液氢存储的无人机燃料电池热管理系统方案和控制策略。该热管理系统充分利用了液氢冷能对燃料电池进行散热,有效解决了燃料电池无人机飞行过程中的热不匹配问题,为无人机液氢燃料电池热管理系统的设计和优化提供了新思路。基于建立的液氢无人机热管理系统,对典型无人机飞行工况下的热管理系统工作过程进行了仿真研究,结果表明:基于所研究的无人机平台,所建立的液氢无人机燃料电池热管理系统,在全飞行剖面内可以有效实现燃料电池温度控制。其中电堆出口最高温70℃,最低温14.6℃,巡航阶段温度可以稳定在65℃,且液氢储罐压力稳定控制在0.5±0.04 MPa。在全机热载荷最大的无人机爬升阶段引入消耗性氢热沉,可以有效提高系统散热能力,防止爬升过程冷却液超温气化,也可以降低引气面积过大导致的冷却液冻结风险。在热管理系统最低温度一致的前提下,乙二醇水溶液比水携带质量更少,距离凝固点的温差更大,凝固风险更低,但爬升阶段液氢消耗量更多。基于仿真计算结果,提出了液氢消耗量-冷却液质量计算模型,对热管理系统优化设计具有重要的指导意义。 展开更多
关键词 液氢 无人机 氢燃料电池 热管理系统 动态分析
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远程诊断技术在飞行模拟机维修中的应用 被引量：1
17
作者 王泰龙 《设备管理与维修》 2025年第2期126-129,共4页
结合两款远程诊断系统在飞行模拟机维修中的应用案例,从实时数据监控、数据传输与分析、故障排除及维修指导等方面,指出远程诊断技术对航空行业的重要性以及面临的挑战,并提出应对策略,突出其在提高飞行模拟机维修效率和降低成本方面的... 结合两款远程诊断系统在飞行模拟机维修中的应用案例,从实时数据监控、数据传输与分析、故障排除及维修指导等方面,指出远程诊断技术对航空行业的重要性以及面临的挑战,并提出应对策略,突出其在提高飞行模拟机维修效率和降低成本方面的作用。 展开更多
关键词 远程诊断 飞行模拟机 维修策略 案例展示 应对策略
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小腔对排气活门快速调压能力的影响 被引量：1
18
作者 吴豪 刘猛 王浚 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第4期1245-1254,共10页
飞机座舱进气流量冲击情况下,气动式座舱压力调节系统(PCPCS)可能由于动态调节速度不足而导致座舱压力尖峰,进而出现“压耳”问题。基于此,对PCPCS的工作原理开展分析,指出小腔可能对排气活门的快速运动产生阻碍。建立PCPCS的动力学模型... 飞机座舱进气流量冲击情况下,气动式座舱压力调节系统(PCPCS)可能由于动态调节速度不足而导致座舱压力尖峰,进而出现“压耳”问题。基于此,对PCPCS的工作原理开展分析,指出小腔可能对排气活门的快速运动产生阻碍。建立PCPCS的动力学模型,描述排气活门中控制腔(A腔)和小腔(B腔)的工作状态;开展PCPCS在座舱进气流量冲击下的动态工作仿真,定量展示排气活门的动态工作特征和活门芯的受力变化;讨论小腔定径孔直径、小腔顶部直径、小膜片直径对排气活门应对座舱进气流量冲击的影响。仿真结果表明:适当增大小腔定径孔直径有助于提升排气活门响应速度,小腔顶部直径对排气活门运动速度没有显著影响,减小小膜片直径对排气活门响应速度的提升较为显著。 展开更多
关键词 飞行器环境控制 飞机座舱压力调节 压耳 气动式座舱压力调节系统 排气活门
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直升机发动机引气限流及温降特性研究 被引量：1
19
作者 罗平根 曾曼成 +1 位作者 陈政 夏文庆 《南京航空航天大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第2期236-242,共7页
直升机发动机规定环控系统引气量不应超出其最大允许值,以避免发动机功率损失过大。考虑到飞行姿态变化对引气参数的影响,提出了“超临界喷嘴流量因子”的概念,并推导出相应的计算公式。试验数据显示,发动机最大引气量的实测数据与理论... 直升机发动机规定环控系统引气量不应超出其最大允许值,以避免发动机功率损失过大。考虑到飞行姿态变化对引气参数的影响,提出了“超临界喷嘴流量因子”的概念,并推导出相应的计算公式。试验数据显示,发动机最大引气量的实测数据与理论计算值偏差在3%以内,验证了该方法在发动机引气限流上的准确性和实用性。该方法简化了测试流程,避免了流量传感器对引气流动特性的干扰,提高了测试精度。此外,为减少引气量并消除高温引气管路对周边设备的安全隐患,结合工程实际对引气管路的保温措施进行了改进,并研究了不同引气温度、压力和流量条件下,引气管路出口和保温层外表面的温降特性。本文研究成果为引气管路设计优化,提高热效率及直升机的安全运行提供了技术参考。 展开更多
关键词 直升机 引气限流 超临界喷嘴 流量因子 温降
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飞机环境控制系统传感器设置方法
20
作者 张璇 党晓民 《兵工自动化》 北大核心 2025年第9期39-44,共6页
为保证飞机环境控制系统安全性、可靠性、经济性和舒适性,提出对传感器设置方法进行研究。通过分析国际上主流运输类飞机环境控制系统中常用传感器的位置、作用,选取其中最具代表性的Boeing737飞机和Airbus320飞机进行对比研究,结合环... 为保证飞机环境控制系统安全性、可靠性、经济性和舒适性,提出对传感器设置方法进行研究。通过分析国际上主流运输类飞机环境控制系统中常用传感器的位置、作用,选取其中最具代表性的Boeing737飞机和Airbus320飞机进行对比研究,结合环境控制系统相关适航标准的研究,总结飞机环境控制系统传感器设置的通用方法,并对其精度和量程范围作出说明。结果表明:该研究可为飞机环境控制系统传感器的选取及设计提供参考。 展开更多
关键词 飞行器 环境控制系统 传感器 设置方法
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