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81.
确定管路结构的疲劳极限对避免航空发动机燃油管路系统疲劳失效具有重要意义。本文分别开展了空管和充压管路(13.5MPa)的旋转弯曲疲劳试验,采用两路应变方法监测偏心旋转过程中由惯性引起的动态应力,基于Gerber模型对内压导致的非对称循环载荷进行了应力修正,获得了两种工况下管路疲劳失效形式的差异。通过升降法数据配对,确定了空管和充压管路的疲劳极限和标准差。在升降法数据的基础上,补充若干高应力水平下的疲劳试验,采用幂函数模型拟合了管路的S-N曲线。最后,利用概率统计分析方法对试验数据进行处理,获得了不同置信度和存活率下的疲劳极限。研究结果可为航发燃油管路应力严苛值设计提供参考。 相似文献
82.
以国产实际使用并含有添加剂的RP-3号燃油为研究对象,测量了燃油在不同温度下的密度,搭建了压力降落法实验装置,测定了5~40℃温度及3组不同压力范围下,CO2在RP-3号燃油中的溶解度,采用ASTM D2780-92标准中提供的相对密度法对溶解度进行了计算并与实验值进行了比较.结果显示:计算值与实验值有很大偏差,且随着温度上升及压力下降,该偏差增加,最大相对偏差可达到106%.根据实验值,对ASTM D2780-92中的阿斯特瓦尔德系数计算公式进行了线性修正,修正后计算的溶解度和实验值误差在10%之内.该研究结果可为绿色惰化的设计提供参考依据. 相似文献
83.
84.
针对航空发动机的试验样本量和故障数据少,采用传统的数学平均值法对其平均故障间隔时间(MTBF)评估不能反映其真实可靠性水平的问题,基于Bayes理论,把历史试验数据视为先验信息,采用矩等效方法确定先验分布,然后通过Bayes理论综合现场试验数据,建立了一种基于Bayes理论的航空发动机MTBF评估方法。该方法可以扩大MTBF评估所需的信息量。采用所提出的Bayes方法对某航空发动机MTBF进行评估,得到其MTBF评估值为302.68h,比采用数学平均值法约提高了18.7%,评估结果更符合实际。表明该方法可应用于航空发动机MTBF的评估。 相似文献
85.
为了实现新一代发动机的噪声源识别技术,对于测试所得到的民用飞机发动机的整体噪声数据,通过部件噪声分解方法,将其分解到各个部件,并且认识当代民用飞机发动机噪声源的基本特征.开发出利用发动机整机噪声数据的噪声源识别系统,采用反卷积法将波束成型法的结果作为中间声源,从中获取所需要的声源信息,使得最终的结果更加准确.通过获取的发动机整机噪声数据,验证传声器阵列技术的可行性,并且证明了系统的可行性和有效性. 相似文献
86.
剪刀式尾桨悬停状态气动力及噪声特性计算研究 总被引:3,自引:0,他引:3
建立了一个基于计算流体力学(CFD) /FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的预测剪刀式尾桨悬停状态气动性能和噪声特性的分析方法.该方法首先采用CFD方法对尾桨流场进行求解,并应用嵌套网格技术对流场空间进行离散.控制方程采用非惯性坐标系下的Navier-Stokes方程,空间方向采用二阶迎风格式(Roe格式)进行求解,时间方向采用隐式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)格式进行推进.在此基础上,采用FW-H方程将尾桨噪声声压扰动传播至远场,以获得尾桨的噪声特性.应用该方法对两种剪刀式尾桨构型(“L”构型和“U”构型)进行了计算研究,对比分析了剪刀式尾桨在气动力和噪声方面与常规尾桨的差别,以及两个重要构型参数(剪刀角和轴向间距)对剪刀式尾桨气动力和噪声的影响规律.计算结果表明,构型参数对剪刀式尾桨气动力和噪声特性影响很大,合理地选择构型参数可以降低尾桨噪声水平. 相似文献
87.
88.
低速壁压信息洞壁干扰修正方法两个重要的新改进 总被引:1,自引:0,他引:1
本文介绍了对美国洛克希德公司Hackett,J.E.等人研究的壁压信息洞壁干扰修正方法两个重要的新改进。建立了一个简便方法,消除了原方法必须要在模型下游测到壁压的渐近分布,才能进行准确修正的苛刻条件;建立了一个测压试验洞壁干扰的改进修正方法,使测压与测力试验的修正方法一致。文中给出了两组模型的验证结果。本文的两个新改进,消除了壁压信息法应用中的突出难关,不仅拓宽了应用,并大为提高了测力、测压试验洞壁干扰修正的准确性。 相似文献
89.
90.
在简要地回顾能量法并与经典的性能分析法作比较后,本文着重叙述能量法的试飞方法研究,实践证明,能量法的试飞方法是一种简单,有效的方法,能解决高速飞机能量有利的一些问题。 相似文献