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91.
激波风洞重模型气动力试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
在激波风洞上进行气动力试验时,风洞启动时巨大的冲击载荷使模型-天平受到充分的激励,从而形成惯性干扰力,并与真实气动力混杂在一起,甚至完全覆盖气动力,降低了试验精准度,使得试验模型的质量受到极大的限制。本文介绍了CARDC-dia.2米激波风洞进行大、重模型的压电天平气动力试验研究情况,包括天平设计、天平校准、惯性补偿和风洞试验等几个方面。研究结果表明:气动力试验模型质量可从过去的500g增加到8kg,模型长度可达1m。从而提高了激波风洞测力试验能力,能满足高超声速飞行器试验的需求。 相似文献
92.
机匣包容性破坏势能法的试验验证 总被引:1,自引:0,他引:1
为了验证航空发动机机匣包容性破坏势能法,本文完成了20次模型机匣包容性冲击试验,得到了模型叶片撞击模型机匣时的速度、应变响应和模型叶片撞击模型机匣过程的高速摄影照片。试验结果表明,该模型机匣的非包容失效模式主要是剪切破坏。本文还采用数值分析方法对机匣包容性进行了模拟,计算结果与试验结果吻合良好。 相似文献
93.
某型飞机风挡结构(风挡、前弧、弧框和侧骨架)位移及应力分析采用了NASTRAN程序,前、后置处理采用了PATRAN程序.在建模过程中,风挡结构大部分采用板壳结构来建立几何模型,侧骨架后段厚度与长宽的比值较小,用实体模型建模.各部件之间的螺栓连接用MPC来模拟.分析得到了风挡结构最大位移和最大应力的所在点,为风挡的定寿、延寿设计提供了依据. 相似文献
94.
95.
通过对国内外航空发动机研制过程中可靠性发展情况的分析,针对实际操作中出现的问题提出了相应的改进措施和建议。 相似文献
96.
97.
本文介绍了基于数字样机的全新管路系统设计。通过构建规范化的数字样机,借助研究开发的规范、应用程序、数据库,实现了发动机结构参数提取、空间数据管理与分析、管路路径生成与路径快速更新。借助标准件库实现面向加工与装配的全新设计模式,达到了设计的高速、高质量和低开发成本等多个目标。 相似文献
98.
99.
100.
为优化旋流燃烧室头部结构、提高其运行性能,针对三种旋流器文氏管和燃料喷嘴的组合结构和两种流通面积的旋流器,开展了常压下以甲烷为燃料的燃烧室性能实验研究。实验结果表明,各头部结构的冷态总压损失系数与来流速度的平方成正比,燃料喷嘴插入文氏管的位置过深或过浅都会增大流动阻力,在来流速度9.7m/s条件下,喷嘴处于中等插入位置时总压损失系数降低6%左右;开放空间下,燃料喷嘴的位置越浅越利于火焰稳定,受限条件下这种影响被缩小,并且受限火焰的稳定工作范围明显宽于相同入口条件下的开放火焰;增大旋流器流通面积有利于降低总压损失系数、增强火焰稳定、减轻火焰筒壁面振动幅度,但不利于促进燃料和空气掺混,导致NO和CO的排放浓度都变大;在临近贫油熄火状态时,火焰筒壁面振动幅度加剧,明显高于稳定燃烧时的情况。 相似文献