某进气道测量耙振动试飞数据的归纳与应用

通过对进气道测量耙大量振动试飞数据的分析,得出了耙振动随机性大,振动特性随飞行状态差异大的特点;对国军标随机振动归纳方法中的相关参数选取和内容进行了讨论,给出了合理数值,并获得了耙体功能性和耐久振动试验功率谱图;基于振动等效损伤原理,提出利用均方根来衡量计算随机振动损伤大小,从而能够获取整架次的振动等效时间,克服了选段计算等效时间的较大误差,为耙体定寿试验提供了真实数据,也为其他部件获取振动功能性和耐久性试验条件提供了参考。

复合材料进气道畸变测量耙的研制与试飞验证

以飞机进气道与发动机相容性飞行试验为应用背景,通过对测量耙的耙体结构设计、复合材料研制、测试参数精细化设计、耙体减振技术等方面的创新和攻关,研制了大尺寸复合材料进气道畸变测量耙,并通过振动考核、装机飞行试验对耙体的结构强度和测试精度进行了验证。结果表明:研制的大尺寸复合材料进气道测量耙结构强度可靠、测试精度高,能够满足飞机进气道与发动机相容性试飞的测试技术要求,并为后续型号试飞的拓展应用提供技术支撑。

低速大迎角进气道流场测试风洞试验研究

为满足某型飞机低速大迎角飞行试验进气道测试需求,研制集稳态总压、动态总压、稳态静压于一体的复合式进气道流场测量耙,为了分析评估不同形式测量耙探针的参数测量准确性,进行全尺寸的测量耙风洞试验,对试验数据进行分析,研究测量耙不同探针总压损失的角度特性和速度特性,为后续测量耙探针选型提供支持。

飞机进气道流场品质测量耙风洞校准试验研究

以某型飞机飞行试验为应用背景,研制了基于动态、稳态压力、总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙,适用于不同飞行条件下对发动机进口流场品质、流量的测量,为分析和评估进气畸变条件下发动机工作稳定性提供数据依据.为了评估和验证新式测量耙角度、速度测量特性以及参数测量的精确度,进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验;并对试验数据进行了分析和研究.研究结果表明：在马赫数0.2-0.6,姿态角-20°-20°范围内,耙体压力测量相对误差小于0.5％,能够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.

大涵道比涡扇发动机进气畸变测量耙风洞校准试验

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。

振动试飞数据归纳方法及在振动耐久试验中的应用

基于现有国军标和数理统计原理,给出了振动数据归纳流程中若干环节的具体实现方法,建立了周期振动和随机振动试飞数据归纳方法。通过选取具有代表性的实测振动数据样本,结合建立的归纳方法来获取振动耐久试验谱图,并以某进气道测量耙振动试飞为例,给出其具体实现方法。基于振动等效加速理论,以耐久试验谱图为等效标准,采用均方根为加速因子对试飞振动数据进行等效加速计算,得出各个飞行架次耙体振动等效时间,结果表明:不同架次振动等效时间差异大。振动数据归纳方法为振动试飞鉴定提供了重要的方法支持,振动耐久谱归纳方法和等效时间计算方法为获取飞机、发动机部件耐久试验条件提供了新的方法。