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931.
旨在为战斗机发动机技术研究和产品研制提供参考与借鉴,全面综述了美国战斗机发动机技术研究与产品研制的发展历程和典型成果,并归纳和总结了其发展特点与趋势:技术研究是产品研制的坚实基础,而核心机和发动机验证机只是用于开发与验证技术,特别是正在验证的自适应循环技术还需要深入验证;型号研制受国防武器需求牵引,是众多先进技术的有机集成;提高技术指标始终是战斗机发动机的发展趋势;高可靠性和耐久性是型号使用的必然要求,并逐步成为发展趋势;提高经济可承受性是航空发动机最终追求目标。 相似文献
932.
在分析智能化网络的特点和GPRS的技术优势的基础上,针对电网自动化远程控制的要求,我们提出了一套基于GPRS的解决方案.详细论述了数据终端和控制中心的基本工作原理和实现方法,同时对动态的IP的访问问题也给出了一个解决的办法.此方案具有可靠性与实用性. 相似文献
933.
934.
根据模糊综合评判理论,提出了一种基于模糊综合评判的航空发动机排故流程设计方法。研究了航空发动机排故流程中部件受检次序的模糊综合评判模型的建立、评判模型中各影响因素权重的确定及模糊综合评判方法三大问题。最后给出了应用实例,取得了比较好的效果。 相似文献
935.
936.
937.
为了获得涡轮导叶压力面不同位置处单排簸箕形气膜孔的气膜冷却特性,在短周期跨声速换热风洞中分别测量了涡轮导叶压力面4排簸箕形气膜孔的冷却效率,分别位于10.7%,21.1%,36.1%,64.3%相对弧长位置处,获得了不同主流雷诺数、马赫数、吹风比和孔位下簸箕形气膜孔冷却效率的分布。结果表明:在靠近前缘的孔1和孔2处,气膜冷却效率随着雷诺数的增大而减小,而在靠近尾缘的孔3和孔4处,小雷诺数(Re=2.0×105)下冷却效率最小,中高雷诺数(Re=4.0×105,6.0×105)的变化对冷却效率影响较小;各个孔位孔后弧长与孔径比x/d=0~40区域的平均冷却效率随着吹风比的增大而先升高后降低,在吹风比为1.0时平均冷却效率达到最高;靠近尾缘的孔位处气膜冷却效率更高,但随着距离的增大下降得也更快。 相似文献
938.
939.
针对只有两台离子推力器进行寿命试验,试验结果为极少失效数据的情况,建立了一种离子推力器整机可靠性评估方法.通过引入区间统计量的概念,充分开发从最后一个失效数据继续试验到没有发生产品失效这一重要试验信息,由高斯-马尔科夫定理计算出寿命分布参数的最佳线性无偏估计,并给出离子推力器可靠度和寿命的单侧置信下限.最后,对美国NASA研制的型号为XIPS-13的离子推力器进行可靠性评估,得出了其寿命需求10000h的可靠度单侧置信下限为0.87及给定可靠度为0.9时的寿命单侧置信下限为9024.6h,该方法精度较高,便于工程应用. 相似文献
940.
介绍了一种基于DRFM的相参雷达典型干扰样式信号产生方法,并对其关键技术进行了研究。该干扰信号能够携带雷达发射信号的相位等细微特征信息,可以用于在实验室条件下对相参雷达进行抗干扰性能测试。 相似文献