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301.
为了研究冲角对正弯曲叶片压气机叶栅气动性能的影响,在平面叶栅低速风洞上,对具有可控扩散叶型(CDA)的直叶片,正弯曲15°和20°弯曲叶片压气机叶栅在0°,±6°和±10°冲角下进行了实验,获得了不同冲角下不同弯曲角度叶栅出口流场的能量损失系数和叶片表面静压系数等的分布。与直叶栅相比,叶片正弯曲后叶栅总损失在所有冲角下均得到了降低,在正冲角下,叶栅端部流动状况得到改善,在负冲角下,叶栅流道中的流动相对于直叶栅改善不明显。直叶栅在10°冲角下发生了遍布整个流道的分离流动,而正弯曲叶片的采用则削弱了流动的分离。 相似文献
302.
本文用模拟方法时7种国内外公认较有效的启发式作业排序方法进行了评价,并提出了一种优化结构。建立了求解作业排序问题的软件包PLSP,并用于前喃机械厂5条成组生产线的怍业顺序安排中,所得结果比较满意。 相似文献
303.
文中分析了立项论证体系的评价指标,研究了各评价指标权重的分配方法,构造了模糊综合判断模型,给出了对评价结果进行检验的方法。结合实例的研究表明,可为军事装备研制立项论证工作提供了有益的参考。 相似文献
304.
305.
306.
头部及掺混孔对三级旋流器燃烧室出口温度分布影响的试验 总被引:4,自引:0,他引:4
对4种不同三级旋流器方案和两种不同掺混孔排布方案的燃烧室在不同进口速度、油气比参数下的出口温度分布进行了常压试验研究,研究结果表明:各方案的出口温度分布系数随进口速度和油气比有所变化,但变化范围不大;中间旋流器与外旋流器旋向相反时,出口温度分布更为均匀;对于两种不同的旋流数组合0.7-1-1.5和1.5-1-0.8,前者出口温度分布系数对外旋流器旋向的改变更为敏感;与方案B相比,方案A的掺混孔排布更加适合该三级旋流器燃烧室;掺混孔排布要与头部结构相匹配,这样才能优化出口温度分布. 相似文献
307.
308.
在设计机翼时,要求机翼不仅要具有足够的强度,而且还应具有足够的刚度,以保证其满足气动特性要求及其他要求。翼梁腹板厚度设计对机翼强度和刚度影响很大。所以,如何设计翼梁腹板厚度的展向分布,使机翼满足强度要求和刚度要求,是一个非常有意义的问题。本文针对某无人机机翼结构,研究了满足静强度要求、气动特性要求和副翼操纵效率要求的弹性机翼腹板厚度展向分布的设计方法。首先,根据无人机机翼气动特性设计要求设计机翼的刚度大小沿展向分布;然后,根据展向机翼刚度展向分布设计机翼腹板厚度分布;最后,分析该无人机在给定设计飞行状态下的强度和副翼操纵效率,并对其进行优化。 相似文献
309.
针对航空发动机外部管路的动力学设计需求,采用基于试车实测数据的振动响应求解方法,对典型管路的振动响应特性进行了计算分析。研究结果表明:在风扇机匣位置的管路主要承受转子不平衡和风扇气动激励,表现为典型的简谐激励特征,可采用谐响应分析方法求解其振动响应。低阶振型对管路的动态特性起决定作用,振动能量输入导管结构后,响应输出方向可能发生变化。在燃烧室及尾喷口位置的管路主要承受来自于燃烧室火焰脉动和气动噪声激励,表现为典型的随机激励特征,可采用动力学谱密度方法求解其振动响应,得到功率谱密度响应曲线及具有一定置信度的位移分布和应力分布。 相似文献
310.
为了研究发动机的突加不平衡故障,建立了航空发动机低压转子模型,完成了转子实验器的模态校核。在此基础上对突加不平衡下实验器的转子件响应进行了理论分析与实验对比。进一步建立了转子-支承-机匣分析模型,完成了响应的分析与实验结果对比。结果表明:建立的转子-支承-机匣模型考虑了发动机实际运转过程中的角加速度项和挤压油膜阻尼器瞬态项,分析结果与实验结果相符,突加不平衡位置处振动位移响应的分析结果与实测结果之间的相对误差为2.1%。在校核转子件响应后,将转子件载荷作为支承-机匣模型的载荷输入,考虑发动机结构特征,建立支承-机匣模型进行响应分析,分析结果与实验结果基本一致,对于靠近突加不平衡位置的振动速度响应,其分析结果与实测结果之间的相对误差不超过4.7%。分析结果能够体现突加不平衡后转子响应的冲击特征和转子-支承-机匣响应层层减弱的过程,所建立的计算方法具有较好的推广性。 相似文献