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321.
以超燃冲压发动机双模态模型燃烧室为研究对象,对隔离段喷注条件下的预喷注、预蒸发煤油点火和火焰回传特性进行了试验研究。试验分别针对典型的启动工况和巡航工况气流特点,对比了Ma2和Ma3两个工况下的边界层逆流火焰传播过程。试验结果表明,相比于单边预喷注,双边预喷注的燃料横向扩散能力增强,增加了火焰在主流中回传形成热壅塞的风险;相比于Ma2工况的低总温来流条件,Ma3条件下因气流总温高,采用预喷注方式注入的煤油喷雾其蒸发形成的气态预混气更加充分,更易形成逆流传播的火焰。 相似文献
322.
为了满足航空发动机转子系统的动力学设计需求,采用试验方法研究基础的振动幅值和振动频率对转子系统横向振动的影响。结果表明,基础振动对转子动力特性的影响具有方向正交性,基础的水平振动仅影响转子的水平振动响应。转子与基础产生振动耦合,其轴心轨迹的形状和大小受基础振动幅值和频率共同影响,转子振动幅值随基础振幅增加而线性增加,随频率的增加呈二次函数增长,振幅比最大可以达到4。由于基础过大的振幅或频率会带来轴心轨迹的复杂变化,导致振动响应过大,在航空发动机的转子动力特性设计中,必须考虑和有效控制基础的振动幅值和频率,以降低转子系统的振动响应。 相似文献
323.
针对硬质合金刀具高速内冷铣削AISI304不锈钢时,切削力大、切削温度高及加工表面质量低的问题。基于响应曲面中心复合设计方法进行高速内冷铣削实验,建立了铣削力分量二阶回归预测模型,并进行了实验验证。对比了干式与内冷铣削后的加工表面质量,分析了铣削参数对铣削力分量的影响规律,以铣削力分量最小为目标优化了铣削参数。结果表明:进给力和径向力的预测值与实验值的误差分别为4. 77%和6. 16%;内冷铣削的Ra为0. 193~0. 327μm;对铣削力分量的影响是铣削深度转速进给量,随着铣削深度和转速的增加,进给力先升高后降低,径向力逐步增加,铣削深度与转速的交互作用对进给力和径向力的影响显著;转速11 643. 63 r/min、铣削深度1 mm、进给量0. 08 mm/r为最优铣削参数组合。 相似文献
324.
采用磁控溅射设备,生长AuSn合金做焊料层、Al/Ni含能多层膜做热量提供层,实现了不锈钢和Al_2O_3间的异质材料自蔓延高温扩散焊。利用SEM、XRD和DSC等测试手段表征AuSn合金和Al/Ni含能多层膜的微观形貌、相成分和放热量;用万能试验机测试焊接接头的力学性能。结果表明,AuSn合金的质量比基本达到80∶20,而多层膜的层状结构清晰,反应热达到1 239 J/g。焊接实验结果表明,仅使用AuSn焊料时,剪切强度仅为46 MPa,在增加Al/Ni含能多层膜后,其剪切强度可达90 MPa,强度提高了约一倍。焊接接头的界面显微形貌和相结构研究表明,剪切强度的增强主要是Al/Ni多层膜提供了额外能量使得界面处的反应剧烈,陶瓷金属化层与中间层的反应加剧,形成了新的反应生成物。 相似文献
325.
326.
针对5 kN发动机结构焊缝和复合材料喷管不可检不可测的难题,开展了工业CT检测技术研究。分析了复杂结构焊缝和复合材料喷管的常规方法检测难点,利用工业CT检测技术穿透能力强、不受工件复杂结构影响的优势,对5 kN发动机产品中的电子束焊缝、氩弧焊焊缝、复合材料喷管等结构进行了检测试验,得到了良好的检测效果。结果表明,工业CT检测技术可以识别5 kN发动机产品中的气孔、未焊透、分层、裂纹等缺陷,并实现对缺陷的定位与测量,可为焊缝质量评估提供依据。 相似文献
327.
活塞式航空煤油发动机冷启动性能试验 总被引:1,自引:0,他引:1
针对启喷转速、燃油温度、点火能量等影响因素,在一台排量650 mL的单缸试验机上,开展了对航空煤油发动机冷启动性能的试验研究。结果表明:随着启喷转速的提高,启动时间呈现先变短后变长的趋势,启喷转速为1 200 r/min时启动时间最短;燃油温度的提高对冷启动性能和燃烧特性都有提升,在本文试验条件下,燃油温度为50 ℃时即可成功启动;提升点火能量对火核形成和火焰传播都有积极影响,可显著缩短启动时间,但当点火能量增大到75 mJ之后,其改善作用已不明显。 相似文献
328.
基于断口分析的钛合金轮内部缺陷损伤容限 总被引:1,自引:0,他引:1
为进行某轮损伤容限设计,开展了裂纹扩展断口分析和仿真分析研究。由断口分析可知:疲劳源为一处内部自然缺陷;依据疲劳辉纹确定了裂纹扩展速率;在裂纹长度为2 mm附近,裂纹扩展速率明显增大,为第一、第二加载阶段转换区域;裂纹稳定扩展区裂纹长度与裂纹扩展速率呈双对数线性关系;应用列表梯度法和Paris公式法反推了第二加载阶段的疲劳寿命,与该阶段实际循环次数的最大误差是163%。裂纹稳定扩展阶段裂纹扩展仿真值与断口反推值吻合;非稳定扩展阶段仿真值与断口反推值的最大误差为-215%;基于以上研究,合理确定了某离心轮内部裂纹表面扩展停机检测周期。该类轮非稳定、失稳扩展阶段寿命占内部裂纹表面扩展阶段寿命的比例达248%~357%,因此准确计算具有重要意义。 相似文献
329.
为研究航空燃油齿轮泵滑动轴承在复杂交变载荷扰动下的瞬态润滑行为,建立了燃油齿轮泵滑动轴承的瞬态计算模型。该模型考虑了滑动轴承油膜空化边界的质量守恒和其所处非线性动态承载环境的影响。在此基础上使用批处理技术实现了燃油齿轮泵和滑动轴承的联合仿真计算,在滑动轴承的瞬态润滑计算过程中计入了燃油泵瞬态内流场和其动态载荷的耦合作用。以此进行了恒定载荷和动态载荷工况下的轴心轨迹稳定性分析以及轴承瞬态润滑性能分析研究。研究结果表明:滑动轴承计算模型的计算结果与实验数据较为吻合,误差保持1.2%以内;燃油齿轮泵的动态载荷对轴心轨迹的影响体现在轨迹启动段偏移的增大以及静平衡位置的消失;通过不同关键参数的对比研究发现:合理的增大宽径比或减小间隙比可以获得更为理想的轴心轨迹静平衡位置,但对于轴承转子运动的稳定性,间隙比由0.2%增至0.6%时,未稳定阶段轴心位置的变化趋势由双峰变为单峰,速度稳定段曲线的波动幅值先增大后趋于不变;当宽径比由0.6增至1.2时,全周期内速度响应曲线的偏移降低,轴心运行的稳定性提高;在轴承瞬态润滑特性中对于轴承载荷变化泄露流量具有的敏感性较强而最小油膜厚度的敏感性较差。 相似文献
330.
无人机碰撞民用飞机关键部位损伤程度的研究是民航领域关注的新型热点问题。本文首次提出采用 火箭橇试验评估无人机碰撞民用飞机的安全性。通过对碰撞速度、碰撞位置、无人机姿态、参数测量等进行研 究,设计碰撞技术方案,论述火箭橇的设计、弹道控制设计、强度校核和测试方案,并进行试验验证和仿真计算。 结果表明:本文设计的火箭橇碰撞试验方案是可行的,实现了单一弹道上的连续多点碰撞及多视角、全覆盖、高 稳定的全过程记录;可为后续开展同类碰撞试验提供必要的技术参考,所开展的多发次碰撞试验也为无人机碰 撞民用飞机的安全性评估提供了有效的试验数据。 相似文献