通过使用应变仪的飞机发动机推力的直接测量提供了与传统的基于模型的计算推力方法的优势,只要在应变仪的安装和校准期间进行护理,并且进一步提供了二次负载路径。基于应变仪的推力测量方法的优点取决于特定的发动机/机身接口,但可以包括以下内容:

  • 相对于支持基于模型的计算所需的传感器套件,传感器安装的简化;
  • 免疫(与基于模型的方法不同)漂移和与发动机随着时间的推移而劣化的相关精度损失;和
  • 出色的动态响应。

进行飞行试验以评估基于应变仪的推力测量方法的适用性,用于应用于由F100-PW-229发动机的F-15飞机的全飞行包络和功率范围。飞行试验的其他目的是确定不可衡量的二级负载路径是否显着影响该方法的准确性,并比较直接测量与经过验证的基于模型的推力计算。

飞行试验的初步结果表明,通过适当地核对二次力,并且通过使用来自数字电子发动机控制系统的输出数据,在次级到超音速加速机动期间获得了优异的总增长数据精度(参见数字)。初步评估在整个飞行信封的剩余时间内测量显示出类似的令人鼓舞的结果。

在报告本文的信息时,计划为不久的将来进行全飞行信封测试结果的深入分析,并在1998年联合推进会议上提出了结果。直接推力传感器系统以及安装和校准问题的描述将包括在演示中。

在30,000英尺(9.1 km)的海拔地区的F-15飞机从马赫0.9到Mach 2.0加速,然后在基于应变仪的推力测量方法的飞行试验中从Mach 2.0减速到Mach 0.9。

这项工作是由Tim Conners和Robert Sims完成的Dryden飞行研究中心DRC-98-81


美国宇航局科技简报杂志

本文首先出现在1999年5月问题上美国宇航局技术简报杂志。

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