郝晓乐
- 作品数：17 被引量：62H指数：5
- 供职机构：中国飞行试验研究院更多>>
- 发文基金：中国人民解放军总装备部预研基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术机械工程更多>>
- 发动机喷口面积对加力接通影响的试飞研究
- 2022年
- 为了研究涡扇发动机喷口面积调节对高空加力接通的影响,开展了飞行试验研究。试飞中出现在加力起动阶段点火成功后,喷口面积放大不足导致风扇后压力急剧增高,发动机主动退出加力,在加力点火成功后增加加力燃油流量时,喷口面积过度放大使得加力燃烧室压力较低而熄火。通过调整喷口控制参数,提高加力点火阶段尾喷口面积放大程度,提高了加力接通性能;通过降低在供油量增加时刻的尾喷口面积放大程度,加力燃烧室能够持续稳定燃烧。试验结果表明:对尾喷口面积控制规律的调节显著提高了发动机的加力接通能力,对于其他涡扇发动机的加力接通设计与改进具有一定的借鉴意义。
- 杨阳魏旭星郝晓乐
- 关键词：涡扇发动机飞行试验
- 涡扇发动机高空小表速加力接通试验研究被引量：2
- 2015年
- 以涡扇发动机加力接通过程为研究对象,开展了高空小表速区域加力接通试验。通过分析发动机试验数据,得出加力未接通的主要原因:在点火区混合油气压力(通过涡轮后压力表征)较低的条件下,点火区混合油气不能可靠点燃。基于以上原因,采取了延迟发出加力点火指令的改进措施,在较高的涡轮后压力下实现加力点火。试验结果表明,改进措施可以提高高空小表速区域加力接通的成功率,该结果对其他涡扇发动机的加力接通设计具有一定的借鉴意义。
- 申世才郝晓乐贾一哲
- 关键词：涡扇发动机
- 某型涡扇发动机尾喷管流动特性研究被引量：13
- 2015年
- 针对某型双涵道分开排气涡扇发动机尾喷管模型的流动特性进行了数值计算研究和试验验证。利用NASA典型尾喷管模型的推力系数对比研究结果验证了数值方法的可行性,采用验证后的数值方法获得了不同飞行条件下和发动机工作状态下某型发动机尾喷管模型内、外涵道的流量系数和推力系数数据及其变化规律,并将数值计算结果与该型发动机在相同工况下的地面台架试验数据进行对比。结果表明:在试验工况全范围内,发动机进口空气流量的计算值与试验值的最大偏差为1.8%,总推力的计算值与试验值的最大偏差不超过±0.5%。
- 齐海帆高扬郝晓乐朱彦伟
- 关键词：尾喷管流动特性涡扇发动机
- 涡扇发动机主燃油流量监控模型的建立及验证被引量：4
- 2014年
- 单发飞机装配新型发动机试飞具有较高的风险,作为发动机重要性能参数的燃油流量,可在一定程度上反映发动机的潜在故障。为确保某型涡扇发动机飞行试验安全,需对发动机主燃油流量建立监控模型。利用地面台架试验数据,结合主燃烧室喷嘴和主燃油计量装置的工作特性,建立了主燃油流量监控模型,并与装机后的地面试验数据进行对比。结果表明,该监控模型有较高的准确性和通用性,能及时发现发动机可能存在的问题和故障,确保飞行试验安全。
- 郝晓乐申世才齐海帆高扬
- 关键词：飞行试验
- 喷口前馈线对航空发动机加力接通结果的影响被引量：4
- 2017年
- 为防止加力接通过程中因喷口过小导致发动机喘振,某型发动机借鉴国外经验设置了喷口前馈线。分析了喷口前馈线的控制原理及设计特点,并结合实际试飞数据对同一加力接通逻辑下不同喷口前馈线对加力接通结果的影响进行了对比研究。结果表明:当控制系统正常工作时,喷口前馈线不参与喷口的实际控制过程,且不会对加力接通结果产生较大影响;但当喷口给定故障时,喷口前馈线可保证发动机安全工作。
- 郝晓乐申世才高莎莎
- 关键词：航空发动机控制规律飞行试验
- 延迟控制措施对发动机中间至全加力过程加速性能的影响被引量：1
- 2018年
- 良好的加速性能是航空发动机控制系统的重要设计指标之一。在涡扇发动机中间至全加力加速过程中,存在几个较为重要的延迟控制措施,如加力点火延迟和加力I区锁定,其对加速过程的加速性能有较大影响。本文利用某加力式涡扇发动机试飞数据,对比分析了上述延迟措施对发动机加速性能的影响。研究结果表明,加力点火延迟措施会增加发动机中间至全加力过程的加速时间,需要合理调节延迟时间;而加力I区锁定措施作用于加力灯点亮后,对于加速时间无影响;以上措施均会影响加力接通的可靠性。
- 郝晓乐高莎莎刘振刚
- 关键词：飞行试验
- 涡扇发动机加力接通过程延迟控制措施的影响被引量：5
- 2018年
- 利用加力式涡扇发动机试飞数据,对比分析了加力I区供油延迟、加力点火延迟以及加力I区锁定等延迟控制措施对加力接通过程气动稳定性及试验结果的影响。研究结果表明:加力I区供油延迟措施对加力接通过程气动环境和试验结果无明显影响;加力点火延迟可以使油气混合物避开在加力I区燃油流量峰值时点燃,优化点火时刻的油气比,且得到了最有效、合理的延迟时间;加力I区锁定措施有利于加力I区油气混合物在点燃之后形成较为稳定的燃烧工况,以及喷口喉道面积和加力供油量的匹配。
- 郝晓乐许艳芝张浩
- 关键词：航空发动机加力点火飞行试验
- 飞行载荷模式识别方法的研究及应用被引量：3
- 2018年
- 基于飞机/发动机载荷参数分布概率模型未知,利用常用概率分布结合正确的模式识别方法,得出样本最贴近的概率模型,再根据高精度的概率分布参数估算方法预测出样本极值。利用随机数样本对马氏距离、模糊贴近度和加权距离法三种模式识别方法进行了分析筛选,分析表明,加权距离法能够准确地识别出载荷样本最贴近的概率模型。利用载荷模式识别法分析得出某飞机法向过载最大值可用三参数威布尔分布描述,并通过K-S方法验证了载荷模式识别法分析结果的正确性。建立的载荷模式识别方法和极值预测方法为飞机和发动机可靠性研究提供了重要的方法支持。
- 雷晓波雷蒂远郝晓乐许艳芝
- 关键词：飞行载荷模式识别
- 三参数威布尔分布参数估算方法对比研究被引量：10
- 2017年
- 提出了一种改进的最大似然法用于估算三参数威布尔分布参数。从累积分布函数、样本量、数据敏感性三个方面对比分析了相关系数法、最大似然法和灰色模型法三种参数估算方法的优劣性。研究得出:相关系数法和改进后的最大似然法估算的参数精度比灰度模型法高,灰度模型法对数据更敏感、参数估算值波动大,建议在飞机和发动机可靠性研究中采用相关系数法或最大似然法估算三参数威布尔分布参数。将威布尔分布应用在某飞机法向极值的研究中,结果表明该飞机法向过载极值符合三参数威布尔分布。建立的方法对于飞机和发动机结构可靠性研究具有一定的参考价值。
- 郝晓乐雷晓波雷蒂远文敏
- 关键词：飞行试验可靠性研究威布尔分布最大似然法
- 涡扇发动机涡轮和机匣碰摩故障飞行试验研究被引量：1
- 2017年
- 受装机空间限制,小涵道比涡扇发动机通常仅采用发动机振动值表征发动机的振动情况,无法准确对异常振动进行定位分析和排除。针对某台涡扇发动机在试飞中出现的发动机振动值异常现象,利用机载加装的应变片和振动传感器的测量数据,对故障现象进行了详细分析。结果表明:涡轮和机匣的碰摩导致发动机发动机振动值异常增大。总结了该型涡扇发动机涡轮和机匣碰摩中发动机振动值的发展趋势的特征,为迅速、准确定位后续飞行试验中的同类故障提供借鉴。
- 郝晓乐雷晓波文敏高莎莎
- 关键词：碰摩涡轮机匣
