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  • 简介:在过膨胀火箭发动机喷管中,当壁面气流压力与环境压力之比达到一定值时气体会从喷管壁分离。这种气流分离及其理论预估是过去十年中试验和理论研究课题,而且为预估气流分离而建立各种模型和所做各种假设已经得到很大发展,既有理论模型,也有纯经验模型。本文借助于在DLR(德国航空航天研究院)所建立数据库,对不同模型进行了论述,几乎包括了所有公开发表气流分离数据。本文对一种新、更加准确分离准则提出了看法。试验时,在喷管中观察到两种不同气流分离现象,即自由激波分离和受限激波分离。对这两种现象都进行了详细讨论,并描述了压缩波和膨胀波。对于自由激波,排气羽流中可以产生三种不同激波结构:有规则反射激波、马赫盘及帽状激波。这些激波除了存在于过膨胀喷营外,在满流喷管中也存在。对现有火箭发动机喷管,如SSME或火神号发动机喷管,所得到数值结果与试验照片在定性方面是一致。对不同类型激波现泉进行了讨论。另外,对至今还未深入了解受限激波分离现象也给出了解释,分析了它产生原因和条件。结果是喷管型面的形状极大地影响着气流分离形式。根据气流分离得到这些结果,提出了对侧向载荷产生原因看法。

  • 标签: 发动机 喷管 气流分离
  • 简介:进行民用飞机外部噪声源分离与识别测试,对于控制各种噪声源,降低民机适航噪声是十分必要。通过采用螺旋形传声器阵列,配以多通道数据采集、高速摄像等系统,完成了多架次进场条件下飞机噪声源分离与识别测试,得到了民机外部噪声源分布情况。在此基础上,总结了民用飞机外部噪声源分离与识别测试方法,为下一步开展相关噪声控制方法研究提供必要技术支持。

  • 标签: 飞机噪声 传声器阵列 测试技术
  • 简介:基于激振力矢量优化和虚拟验证技术,提出了一种飞机地面振动试验相位共振和相位分离一体化方法。具有密集模态法宇航GARTEUR飞机模型实验应用证明了这一方法有效性。本项研究对于改进复杂飞机机体结构模态识别质量和效率具有重要工程意义。

  • 标签: 相位分离 识别技术 共振 一体化方法 验证技术 振动试验
  • 简介:二级发动机地面试车时游机喷管内气流要出现分离现象,直接影响二级主机和游机性能计算结果,长期以来一直是我们发动机理论研究面临一大难题。本文提出游机短喷管和大喷管分离准则及分离位置的确定方法,喷管内气流分离时游机地面比冲及地面推力计算方法,成功解决了这一问题。

  • 标签: 发动机 游机 试车 分离准则
  • 简介:针对某采用小展弦比、复合弯掠等先进技术设计高负荷高效率压气机级,采用三维CFD软件和一维特性预估程序,对压气机级转、静子叶排特性和级特性进行计算与分析。结果表明:在缺省经验系数下,一维计算结果与三维计算结果相差非常大;在修正经验系数下,总压比、流量、绝热效率一维计算结果都与三维计算结果基本吻合,由此确定出一维特性计算经验系数。本研究可为高负荷、高效率压气机特性预估提供技术支持。

  • 标签: 高负荷压气机 小展弦比 复合弯掠技术 一维特性预估 经验系数
  • 简介:针对某飞机研制试验中,对试验周期要求,开发了提高试验效率两种技术方法:电液伺服控制液体充压技术和疲劳试验加载速率优化技术,介绍了这两种技术方法原理,给出了其实现过程及应用效果。

  • 标签: 疲劳试验 液体充压 等速率加载 飞机结构
  • 简介:用示温漆测量发动机各零部件表面温度优点是人所共知,但是,它测试精度太低这一缺点也是致命,是影响这种测试方法广泛应用主要原因。本文介绍髟数字图象仪系统判读示温漆变色温度新方法。大大提高了示温漆测量精度。文内详细介绍了该方法理论基础。实施步骤及在现场应用情况。

  • 标签: 温度测量 示温漆 测量精度 发动机 数字图像仪系统
  • 简介:目前飞机设计中主要采用工程方法计算加筋壁板承载能力。本文对常用三种工程方法作了简短介绍并进行了评述。采用这三种方法分别对某型飞机中央翼加筋壁板及其试验件进行了计算,表明其中极限载荷法计算结果偏于安全,与试验结果吻合较好。最后对该型飞机机身加筋壁板轴压试验件采用极限载荷法做了进一步计算,十一种构型加筋板轴压破坏载荷计算值与试验结果相当吻合,从而证实了极限载荷法是一种计算轴压加筋壁板承载能力更准确、实用工程方法。

  • 标签: 轴压 加筋壁板 承载能力 计算方法 极限载荷法
  • 简介:本文以金属加筋盒段结构为研究对象,针对不同几何尺寸盒段试验件在纯弯曲载荷作用下承载能力,分别利用极限载荷法和约翰逊法进行了预估,并结合试验数据进行了对比研究。本文研究将为实际工程应用提供针对性较强快速分析手段和方法,为试验顺利进行提供技术支持。

  • 标签: 加筋结构 承载能力 工程法 弯曲载荷
  • 简介:本文阐述了科研院所技术创新能力具体涵义以及影响科研院所技术创新能力四个主要因素,并依据影响因素构建出评价科研院所技术创新能力指标体系,应用可信度分析方法和SPSS软件统计分析了指标体系可靠性和可操作性.为评价科研院所技术创新能力提供了量化指标。

  • 标签: 技术创新 可信度分析 应用统计 指标体系
  • 简介:针对某型机中机身加强框在前期全机静力试验中出现高应变梯度现象,在全机有限元模型基础上,对该框段及其周围部件建立了细节有限元模型,同时考虑了部件细化和连接关系细化,得到了与试验应变相接近结果。通过对该区域传力路径分析,确定了高应变及高应变梯度产生原因,并用考虑材料塑性影响极限载荷法计算了该框段极限承载能力,为全机试验继续进行提供了部分依据。

  • 标签: 饥身框段 高应变梯度 极限载荷法
  • 简介:本文主要介绍了美国高超声速结构响应和寿命预估能力评估研究计划。该计划由美国空军研究实验室(AFRL)结构科学中心(SSC)承担。计划第一阶段对波音公司高超声速技术现状与满足高超飞行器设计分析需求差距进行了评估。计划第二阶段以Ma5—7高超声速巡航机(HCV)典型部位壁板为例,利用现有技术对壁板进行了详细设计和分析,进一步分析了高超声速结构响应和寿命预估能力评估方面的技术和知识差距。美国高超声速设计与分析技术评估结果对我国高超声速结构设计有一定借鉴意义。

  • 标签: 高超声速 结构响应 疲劳寿命 预估
  • 简介:介绍了温度畸变形成及国内外因温度畸变导致出现发动机失速和熄火事例,分析了温度畸变对推进系统影响。表明在军用飞机或民用飞机上都存在温度畸变及其影响严重性,并指出研究课题实际意义。

  • 标签: 航空发动机 温度畸度 推进系统 形成 喘振现象 熄火
  • 简介:本文讨论了推力为222.4kN、上面级膨胀循环发动机先进膨胀燃烧室设计和研制。由Pratt-Whitney液体空间推进公司完成研制任务,任务来源于美国空军研究实验室(AFRL)合同要求,用于支持综合高收益火箭技术(IHPRPT)项目。先进膨胀燃烧室设计,可以增强冷却剂换热效果,改善系统推重比,增加比冲,提高可靠性。这些好处将通过设计、研制、高热流试验以及小型推力室在膨胀循环下承载9.51MPa室压能力而得以完成和验证。

  • 标签: 燃烧室 膨胀循环
  • 简介:为了解决复杂空间曲面的热流加载问题,提出了一种基于多元线性回归插值数据转换方法,并以MSCPATRAN为平台,建立了热流载荷自动加载流程。通过算例验证可以得出,本文提出方法在热结构分析中具有较强应用价值。

  • 标签: 热流加载 多元线性回归 热结构分析
  • 简介:本文对除了航空燃气轮机主燃烧室燃油喷雾装置以外各工业界是所用喷嘴技术发展作概括综述。运有高速(音速或超音速)气流来雾化高粘性,易凝,磨损性液体以及形成超细喷雾是各工业界喷雾技术发展共同点之一。雾化技术必须与喷雾散布技术结合才能达到工业装置对喷雾全面要求。非常小流量喷嘴与非常大流量喷流技术发展仍是喷雾技术上难点,高反压下喷雾技术研究很少,极待发展。

  • 标签: 燃烧室 燃油喷咀 工业装置 雾化技术 喷雾散布技术 超细喷雾
  • 简介:文中介绍了疲劳寿命威布尔分布特征及其双参数威布尔分布形状参数6和特征寿命Na点估计值试验确定方法。通过一组30CrMnSiNi2A钢耳片常幅疲劳试验数据处理过程及结果说明了试验确定方法步骤和可行性。

  • 标签: 威布尔分布 形状参数 可靠度 破坏概率
  • 简介:摘要:在进行热效应模态分析中,热应力可以视为预应力。本文比较详细地描述了MSC.Patran平台下建立波纹管结构有限元分析模型方法,应用MSC.Nastran软件进行了两种模态分析,第一种是仅考虑因温度导致刚度降低引起波纹管固有特性变化;第二种是在第一种基础上考虑了热应力和波纹管内部压力,处理方法是首先进行应力分析,获得预应力效应矩阵,并将外部载荷转化为结构额外刚度,再通过MSC.Nastran非线性求解模块进行包含预应力模态分析。结果表明,结构温度发生显著变化并引起热应力,进一步影响到结构固有振动特性。

  • 标签: 波纹管 热应力分析 热模态分析 有限元
  • 简介:基于压气机性能方程推导出一种新压气机级数学模型,并在这一模型基础上用Modelica语言和Dymola编译器建立了计算机仿真模型,编成了压气机系统仿真程序.还描述了压气机仿真程序建模系统和面向对象体系结构,介绍了压气机系统特性分析应用例子,并进行了仿真验证.结果表明,采用建立仿真模型能够用来模拟压气机性能.

  • 标签: MODELICA DYMOLA 压气机 建模 仿真方法 航空发动机