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41.
42.
许贵芝 《航空精密制造技术》2009,45(3)
介绍了几种氩弧焊方法对铝锂合金焊接接头性能和破坏断口特征的影响及其在不同铝锂合金焊件上的应用. 相似文献
43.
为了研究火箭冲压组合动力循环(RBCC)发动机主火箭室压对引射模态发动机性能的影响,针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,分析了引射模态亚声速飞行阶段发动机工作特点,采用发动机与飞行器前后体集成的全流道数值模拟计算方法,研究了主火箭室压对RBCC亚声速飞行阶段燃烧室流动燃烧及发动机性能的影响。结果表明:主火箭室压增至26MPa时,由于主火箭喷管面积扩张比相应增大,使得主火箭喷管出口射流欠膨胀程度没有增大,避免了Fabri壅塞现象的产生,同时增大的主火箭射流马赫数使主火箭射流对第一级凹腔下游二次流道的挤压作用明显减弱,综合作用使得Ma=0和Ma=0.8条件下引射比分别提高了22.4%和40.0%;全流道计算结果表明在亚声速飞行阶段,提高主火箭室压一方面提升了主火箭推力,另一方面提升了燃烧室及后体推力,综合作用使得发动机比冲分别提高了11.5%和25.3%。提高主火箭室压有利于提升宽范围飞行RBCC发动机亚声速飞行阶段发动机性能。 相似文献
44.
针对以火箭基组合循环(RBCC)发动机作为水平起飞两级入轨(TSTO)运载器第一级动力系统的方案,建立了进气道-燃烧室-尾喷管一体化流道耦合性能快速计算模型,初步设计了RBCC发动机一体化内流道。RBCC发动机使用变结构进气道,采用支板/凹腔相结合实现火焰稳定的燃烧室以及单侧膨胀尾喷管;应用经过校验的性能分析模型进行RBCC燃烧室性能快速计算;对比分析了性能分析模型与三维数值计算获得的发动机出口状态参数对于飞行器后体流场的影响性;完成了RBCC为动力的两级入轨方案飞行器动力系统的性能分析与计算;分析评估了飞行弹道条件下RBCC推进系统的性能。计算结果表明:飞行器起飞质量280t时,可以完成运送4t载荷进入近地轨道的任务。 相似文献
45.
变循环发动机(VCE)具有较多的可调参数,为了进行变循环发动机的多变量稳态控制规律优化设计,提出了用于变循环发动机稳态控制规律优化设计的一种新方法-逆算法。该方法基于敏感性系数矩阵,采用可调参数替换传统部件级性能计算模型中的独立变量,在给定变循环发动机主要状态参数和部件参数的条件下,实现了可调参数的求解,进一步完成发动机稳态控制规律的优化设计。对比表明,逆算法的计算精度和收敛速度与传统算法一致,收敛性得到了改善。对带有核心机驱动风扇(CDFS)的双外涵变循环发动机亚声速巡航的节流状态控制规律优化后,使得巡航推力下的安装耗油率比定几何的双外涵和单外涵发动机分别下降7.8%和16.4%,而地面安装耗油率最大降低约3.4%。结果表明,逆算法是变循环发动机稳态控制规律优化设计的一种有效途径。 相似文献
46.
通过对TiAl合金进行总应变范围控制的高温(750℃)低循环疲劳实验,研究双态(Duplex,DP)和全片层(Fully Lamellar,FL)组织形态对TiAl合金低循环疲劳性能和寿命的影响,并采用总应变幅-寿命方程对两类组态TiAl合金低循环疲劳寿命进行预测。结果表明:在相同温度和应变条件下,DP组态TiAl合金稳态迟滞回线对应的平均应力明显低于FL组态TiAl合金稳态迟滞回线对应的平均应力;采用总应变幅-疲劳寿命方程能够准确预测两种组态TiAl合金在750℃下的疲劳寿命,预测寿命基本位于试验寿命的±2倍分散带以内;另外,DP组态TiAl合金的疲劳源区位于试样的近心部,而FL组态TiAl合金的疲劳源区位于试样的次表面,两类组态TiAl合金的高温疲劳失效机理存在明显差异。 相似文献
47.
短距起飞/垂直降落发动机建模技术研究 总被引:1,自引:1,他引:1
参考常规双轴涡扇发动机数学模型,建立了适用于短距起飞/垂直降落(STOVL)飞机的变循环发动机部件级数学模型;通过特性外推,建立了轴驱动升力风扇数学模型;采用神经网络映射涵道总压损失的方法,建立了滚转喷管和外涵模型.根据STOVL发动机结构和部件变化特点,建立了稳态和动态共同工作方程.参照国外文献仿真数据进行设计点计算,并按照Bevilaqua提出方法开展了由常规涡轮风扇模式到悬停涡轮轴模式的过渡态仿真.仿真结果表明:建立的数学模型在悬停状态设计点和高空巡航点与国外文献数据相比误差均小于1.5%,推力达到悬停状态要求,符合STOVL发动机的设计特点,验证了该建模方法的有效性. 相似文献
48.
《燃气涡轮试验与研究》2016,(5)
建立了自适应循环发动机与进气道的流量匹配数学模型,提出了一种可行的自适应循环发动机总体性能设计方法,并以此为基础对采用FLADE(Fan on Blade)的自适应循环发动机的设计参数选取和性能优化开展了研究。结果表明,自适应循环发动机性能设计,需综合考虑超声速进气道高空大飞行马赫数设计点和发动机地面静止起飞设计点的进发流量匹配需求;发动机设计点FLADE涵道比取值,应随着进气道设计马赫数及该飞行状态下冷却用气需求量的增加而增大。 相似文献
49.
针对分布式综合模块化航空电子网络分区方法,指出其对消息传输模式配置存在不确定性;通过形式化描述将问题转化为包括实时性约束、带宽约束、缓存约束的最优化问题;提出了基于遗传模拟退火的传输模式配置算法,以系统的消息端到端延迟均衡为优化目标.通过给出两个具体算例对算法有效性进行了验证,同时比较了本算法与传统遗传算法的性能.对比结果表明,本算法能够解决传输模式的配置问题,尽管计算时间较传统遗传算法高出18.1%,但所得到的适应度值高出28.7%.本算法为网络分区在实际航电系统中的应用提供了参考. 相似文献
50.
虚拟化技术在综合化航电系统中的应用 总被引:3,自引:0,他引:3
将虚拟化技术应用于航空电子系统的设计,利用虚拟机系统来实现硬件资源的共享管理和软件子系统的划分,并符合ARINC 653规范的要求——模块化、可靠性、隔离性与开放性.构建由硬件平台、虚拟机监视器(VMM,Virtual Machine Monitor)和分区操作系统、航电应用软件所组成的3层软件架构,可以满足综合模块化航电系统(IMA,Integrated Modular Avionics)的功能要求与接口要求.其中,为实现符合ARINC 653要求的VMM,传统分区操作系统需要进行多项关键性调整,包括处理器特权级和特权指令、中断、内存地址空间分配、设备驱动等方面,从而可以构造基于VMM的综合化航空电子系统. 相似文献