赵海刚
- 作品数：37 被引量：116H指数：7
- 供职机构：中国航空工业集团公司更多>>
- 发文基金：中国人民解放军总装备部预研基金国家科技重大专项更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术更多>>
- 复合材料进气道畸变测量耙的研制与试飞验证被引量：2
- 2020年
- 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。
- 王俊琦丁凯峰赵海刚刘雨
- 关键词：复合材料飞行试验
- 飞机进气道出口边界层测量试验与数值计算
- 2015年
- 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。
- 高颖赵海刚吕伟刘海荣廖小文
- 关键词：飞机进气道飞行试验
- 基于适航标准的民用涡扇发动机空中起动飞行试验
- 2022年
- 为了准确评估民用涡扇发动机空中起动试验性能与适航标准体系的符合性,在分析、解读中国民用航空局运输类飞机适航标准和美国联邦航空管理局咨询通告的基础上,制定了民用涡扇发动机空中起动飞行试验方案,以ARJ21-700型支线飞机配装的CF34-10A涡扇发动机合格审定试飞为平台,国内首次进行了相关试飞技术研究及飞行试验。试验结果表明:该空中起动飞行试验方案合理可行,能够完整、全面地验证民用涡扇发动机对适航标准体系的符合性。发动机最高起动边界为22500ft,起动高度指标设计合理,起动功能正常、可靠,满足适航标准要求。飞机待机状态双发失效后至起动成功高度损失为1457 ft,远小于适航标准规定的5000 ft指标。项目形成的试飞方案及积累的试飞经验为后续C919,C929等民用客机及其配装发动机的适航审定提供直接技术支持。
- 赵海刚屈霁云符小刚丁凯峰杨东旭
- 关键词：适航标准涡扇发动机飞行试验起动特性
- 运输类飞机动力装置溅水试验技术被引量：3
- 2021年
- 基于对中国民用航空局(CAAC)运输类飞机适航标准和美国联邦航空管理局(FAA)咨询通告的分析、解读,分别从工程试验与适航验证两个方面,研究了溅水试验程序、试验水池方案设计与滑行速度测量与控制技术,制定了符合适航标准体系的运输类飞机动力装置溅水试验审定程序,以ARJ21-700型支线飞机合格审定试飞为平台,完整进行了相关试验验证。结果表明:所设计的溅水试验程序合理可行,能够完整地验证运输类飞机在机场跑道积水环境下动力装置对适航标准体系的符合性;试飞结果表明CF34-10A发动机配装ARJ21-700型飞机在机场积水环境下起飞构型临界滑行速度为166.6 km/h,发动机风扇、压气机及动力涡轮前温度最大波动值分别为5.1%、1.7%和39℃;在飞机着陆构型下,发动机慢车状态相对于最大反推力状态工作稳定性较好,能够满足适航标准规定;项目形成溅水试验程序和技术为后续C919、C929等运输类飞机动力装置相关试验提供了直接的支持。
- 赵海刚屈霁云马争胜符小刚戚学锋
- 关键词：适航标准运输类飞机动力装置滑行速度
- 一种抗大过载进气道组合畸变测量耙
- 本发明属于航空发动机进口流场测量装置技术领域，具体涉及一种抗大过载进气道组合畸变测量耙；所述的抗大过载进气道组合畸变测量耙由钢骨架和橡胶材料(1)组成；所述的钢骨架内部为中空结构，由耙臂(2)、安装底座(3)和测点外套管...
- 赵海刚王俊琦文敏任智勇张育丹
- 文献传递
- 大尺寸复合材料进气道测量耙
- 本发明提供一种大尺寸复合材料进气道测量耙，在极大的减轻耙体重量、满足测量耙刚度和振动强度要求下，达到对发动机进口流场测试参数集成化采集测量，安装、拆卸简易快捷的目的。本发明技术方案包括：横截面为U形的蒙皮骨架包括前部的测...
- 赵海刚卢国斌张永峰姜健王小峰
- 文献传递
- 五孔探针的设计制造及标定方法研究被引量：12
- 2014年
- 介绍了五孔探针的设计和加工方法,详细地给出了具体的加工工序和注意事项。研究了探针的标定理论和标定方法,尤其是变马赫数标定方法以及标定后拟合多项式的误差分析方法。提出的加工方法和标定方法,能够为五孔探针的研制起到较好的指导作用。
- 姜健屈霁云赵海刚
- 关键词：五孔探针
- 基于试飞数据的涡轴发动机性能建模技术被引量：2
- 2021年
- 为了实现军用涡轴发动机在装机状态下的虚拟预测试飞,通过罚函数法求解超定非线性方程组的最小二乘解,并采用回归分析对部件特性耦合因子进行曲线拟合,优化基准稳态模型,构建了某型涡轴发动机稳态性能计算模型。在此基础上,应用发动机加减速试飞数据,综合考虑部件容腔效应、转动部件的转子动力学和高温部件的传热效应,开发了涡轴发动机部件级过渡态性能计算模型。采用该模型对包线范围内不同工况的发动机稳态和过渡态工作过程进行了仿真预测,结果表明:与真实装机试验结果相比,发动机各工作参数的稳态预测精度在4.2%以内,过渡态预测精度在9.2%以内,满足工程精度要求。该模型能够满足虚拟预测试飞的技术需求,对涡轴发动机的设计、试飞和使用具有重要作用。
- 张浩李密赵海刚
- 关键词：涡轴发动机试飞数据加减速模型修正
- 发动机进口附面层测量试验与数值模拟被引量：1
- 2012年
- 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。
- 廖小文赵海刚汪涛张晓飞
- 关键词：涡扇发动机飞行试验
- 大涵道比涡扇发动机进气畸变测量耙风洞校准试验被引量：8
- 2014年
- 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。
- 赵海刚赵东涛汪涛田晓平党学武
- 关键词：大涵道比涡扇发动机飞行试验
