飞机供氧和燃油箱惰化技术概况

本文简要论述了飞机供氧和油箱惰化的必要性,并分别对飞机供氧和几种油箱惰化技术进行了分析比较,然后论述了国外飞机供氧和油箱惰化联合系统的发展概况及不足,这样可为我国未来的发展提供些借鉴。     

飞机供氧和燃油箱惰化技术概况

本文简要论述了飞机供氧和油箱惰化的必要性,并分别对飞机供氧和几种油箱惰化技术进行了分析比较,然后论述了国外飞机供氧和油箱惰化联合系统的发展概况及不足,这样可为我国未来的发展提供些借鉴。     

水击压力传感器现场校准方法研究

介绍了发动机试验水击压力测量的重要性,水击压力传感器进行现场校准方法研究的必要性.通过分析水击压力产生机理、水击压力传感器测量原理,以及对国内外动态校准系统比较分析,设计了水击压力传感器现场校准系统,提出水击压力传感器现场校准装置设计指标、工作方式,校准装置设计难点,同时介绍了现场校准系统的关键技术.并重点论述了水击压力传感器现场校准方法,对水击压力传感器现场试验数据和发动机试验数据进行了比对,分析了水击压力现场校准装置的设计可行性.最后利用校准装置进行了水击压力传感器现场校准试验,对现场校准数据进行计算分析,得到水击压力传感器灵敏度系数、系统校准曲线和上升时间等.还针对试验中水击压力测量干扰信号提出了抗干扰措施.     

喷口堵盖加工及破膜压力试验技术研究

从喷口堵盖的结构、尺寸精度和破膜压力的试验要求入手,分析了喷口堵盖加工难、破膜压力试验成功率低的原因所在,制定了相应对策方案,设计了装夹定位装置,改进了破膜压力试验工艺装备,并通过实际验证,摸索出了薄底工件的加工及试验技术。     

电子压力控制系统在挤压式试验系统中的应用

从电子压力控制系统的组成和工作原理出发，详细分析了实现压力精确控制的关键技术。在挤压式试验系统中的成功应用和试验表明，采用电子压力控制系统可以提高压力控制精度、系统的稳定性和试验系统的自动化水平。     

变推力发动机高模试验真空压力测量技术研究

变推力发动机高空模拟试验中真空压力是关键参数,对于76 km高空环境试验系统,真空压力测量的准确性是判断发动机能否点火的重要依据。重点介绍了真空压力测量技术在承担76 km高空环境试验中的应用,研究了试验环境下高真空计的分段测量,以及真空计的安装工艺、测量工艺和现场校准技术,实现了76 km真空压力的准确测量。     

弹体结构平方米级扇形区域脉冲外压加载技术

针对弹体外表面平方米级区域的高峰值、短脉宽压力加载难题,依据一维可压缩流设计了高压腔、膜片腔、试验腔的气腔加载系统,附加了与试验件随形、扩展加压面积、均化压力分布的水腔,实现了平方米级区域1 MPa峰值、10 ms上升沿的脉冲压力加载要求,建立了弹性水腔的两自由度压力分析模型,获得了水腔系统的动特性参数,计算拟合曲线与...     

基于AMESim减压阀动态特性仿真与试验研究

为解决运载火箭高压小流量减压阀在低温-40℃下出现出口压力剧烈波动及起动段压力长时间下降的问题,对减压阀进行了动态仿真和试验研究。建立了仿真数学模型,用AMESim工具仿真减压阀的压力、阀芯位移动态特性,结果与试验数据基本一致。研究表明起动段压力长时间下降及压力爬行是因摩擦力所致。改进的高压密封结构,消除了减压阀低温条件下出口压力的剧烈波动。     

低频脉动压力测量方法研究

脉动压力测量在液体火箭发动机地面试验中占有重要地位,它在判断发动机故障方面起着重要作用.介绍了一种用一只压力传感器既测稳态压力又测低频脉动压力的方法,这是发动机地面试验参数测量领域的一项新尝试.文中着重论述测量系统构成、仪器选则、校准方法及实现过程.     

超音速环形蒸汽引射器启动特性试验研究

为考察超音速环形蒸汽引射器启动特性,在地面试验台上,对采用不同蒸汽喷嘴的超音速环形蒸汽引射器模型启动关机过程中参数动态变化趋势进行了试验研究。试验结果表明:随着蒸汽喷嘴扩张角(0～20°)的增加,真空舱内极限真空压力增加,环引最小启动压力变化不明显,且关机段最小失稳压力低于启动段最小启动压力。     

减压器启动冲击解决方案

为消除运载火箭上面级高压贮气增压系统启动过程中对减压器的冲击,提出在减压器前增设限流阀的简易方案。基于减压器启动冲击形成机理,给出了限流阀的设计和结构。结果表明：增加限流阀后,减压器入口压力建立时间推迟,出口压力降低,启动冲击被有效抑制,且稳态工作时限流阀的前后压力基本相同,减压器正常工作不受影响。     

差压检漏系统压力与温度响应的计算分析

文章建立了差压检漏系统物理和数学模型;利用Matlab数值模拟求解非对称的基准物和被测物在不同的充气时间、有效传热面积、对流换热系数和不同的表面辐射率情况下的压力和温度随时间的响应;通过试验舱的计算结果表明:平衡时间越长,基准物和被测物的温度差越小,压差越小;当基准物容积比被测物容积小时,可以通过增大被测物的有效传热面积、表面的对流换热系数和辐射率来缩短温度平衡时间,减小二者压差.     

柴油机高压油道压力波动特性的模拟计算

建立了柴油机高压共轨系统的一维流体力学模型和流体力学边界条件,采用数值模拟的方法对柴油机高压供油系统的压力波动特性进行了计算,并与试验结果进行了对比。结果表明,采用作者建立的计算模型及边界条件所做的计算与试验结果基本接近,为作者的进一步研究打下了良好的基础。     

航天器对流换热地面降压模拟的临界压力准则

航天器密封舱在地面模拟试验中常通过降压法抑制自然对流的影响,但降压比的选择 往往缺乏定量准则,这使得自然对流的抑制效果得不到保证。使用数值模拟方法确定临 界压力比,以几种典型航天器密封舱内的流动换热情况为例,分析了不同Gr／Re 2 数和压力比下密封舱内的流动换热情况。得到了舱内气体温度分布和对流换热系数。通 过比较空间情况和地面情况的计算结果,分析了自然对流给流动换热带来的影响,给出了判 断临界压力的准则式,并给出了临界Gr／Re 2数。结果表明：临界压力 的准则关系和密封舱的形状和内部结构无关。
     

抑制恒压变量柱塞泵压力低频振荡方法的研究

为解决恒压变量柱塞泵出口压力出现低频振动的问题,阐述了恒压变量机构的原理,从理论上分析了影响出口压力的因素,并指出产生振荡的原因,提出在泵装配过程中,采用工艺关键要点控制的方法可抑制压力低频振荡。试验表明,该方法有效地减小了泵出口压力的低频振荡,使产品装调合格率大大提高。     

压力也动力

事物都是具有双面性的，成功往往伴随着压力，改革开放以来，我国民用航空运输和通用航空业发展迅速，运输总周转量保持了年平均17％的发展速度，这对空域资源的开发利用，飞行流量的管理和空管保障能力等提出新的更高的需求。空管部门的压力与日俱增，其要求和标准也越来越高，管制员因此也面对着空前的压力。     

低压铸造机液面加压系统优化设计

本文主要是针对实际生产时,低压铸造机的液面加压气动系统中压力控制不精确的问题,完成了对原有系统的改进,根据低压铸造工艺的特点,以气动系统压力控制要达到的效果为出发点,设计了气动伺服闭环控制系统,为保证系统的安全运行,防止系统压力过高,采用了三种并行卸压方式,增强了工作的可靠性。其次,对气动系统中所需要的最大耗气量进行了计算,并以此为依据选出了合适的电气伺服阀,完成了其它关键元件的计算和设计选型。     

航空航天用高频高压正弦压力发生器的设计仿真

研制高频高压正弦压力发生器,测试航空航天用压力传感器在高频高压工况下的动态性能是确保发动机优化测试和控制系统有效的关键。为解决现有平面扫掠型正弦压力发生器存在频率和压力受限的问题,提出了一种径向活塞式正弦压力发生器的原理及结构设计,并进一步基于任意拉格朗日欧拉法进行数值仿真,计算其正弦信号在不同压力和不同工作频率下的动静幅值比与失真度,以及优化压力传感器的安装位置。结果表明:设计的径向活塞式正弦压力发生器应确保0.2～8.0 MPa的工作压力和200～10 000 Hz的正弦压力工作频率,正弦压力动静幅值比优于20%,可应用于航空发动机、汽轮机等领域的动态测试。     

高超声速飞行器舱内压力预测

针对高超声速飞行器独特的飞行状态及环境特点,对其舱体内部压力变化进行了预测研究。综述飞行器的被动式及主动式舱内压力控制系统特点,提出采用准一维等熵流公式结合计算流体动力学(CFD)进行舱内压力预测的方法,研究被动式充排气系统对舱内压力变化的影响,为高超声速飞行器充排气系统的设计提供了重要的参考和依据。     

基于快速响应PSP技术的跨声速脉动压力实验研究

利用快速响应压敏涂料(PSP)技术对弹箭类飞行器跨声速段的脉动压力特性开展风洞实验研究,获得了Ma=0.8～1.2范围内弹箭类飞行器全表面1.2s实验时间段内的脉动压力特性,较全面地研究了马赫数、攻角(舵偏角)对脉动压力分布特性的影响。实验结果表明,快速响应PSP技术的脉动压力测量结果与高精度脉动压力传感器结果较为吻合,均方根脉动压力系数的测量误差小于15%,精度要求满足工程设计使用,且快速响应PSP测量方式能够获得弹箭类飞行器全表面的脉动压力分布,有利于捕获压力峰值和辨识跨声速非定常流场结构,更好地指导脉动压力载荷设计,在弹箭类飞行器设计中有较高的工程应用价值。