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341.
342.
三轴承推力矢量喷管运动学建模及试验 总被引:2,自引:0,他引:2
三轴承推力矢量(3BSD)喷管是实现大角度偏转的推力矢量主要形式,主要应用于垂直/短距起降(V/STOL)飞机。喷管由3段组成,相邻两段通过轴承连接,喷管与发动机出口也通过轴承连接,因此形成了3对转动副,通过3对转动副的转动喷管可以实现偏转到特定的角度及方向。三轴承推力矢量喷管运动学模型是其控制器设计及应用的前提,通过喷管固联坐标系逐级坐标转换的方法得到喷管运动学模型。通过几何关系分析说明了三轴承推力矢量喷管的基本原理,对推力矢量偏转大小/方向与三级喷管转角之间的非线性关系进行了分析,在3条基本假设的基础上提出了喷管逆运动学控制规律,并利用一个缩比喷管进行了试验验证。试验结果表明,所建立模型可以反映喷管运动学特性,逆运动学控制规律可应用于喷管开环控制。 相似文献
343.
民用飞机全航线排放预测 总被引:2,自引:1,他引:2
针对民用飞机全航线的排放预测问题,运用飞机升阻特性模型、发动机性能模型和飞机航线性能模型计算了民用飞机在全航线上的飞机升阻特性与发动机性能,并将以上模型与基于T3-p3法与波音流量法所建立的排放计算模型相耦合,详细计算了飞机在实际飞行过程中未燃碳氢化合物(UHC)、一氧化碳(CO)、氮氧化合物(NOx)的排放指数,并得到了全航线的各种污染排放物排放总量,完善了民用航空发动机排放预测分析体系,为低污染民用航空发动机的设计与评估提供理论依据.计算结果表明,飞机处在起飞以及爬升阶段时,NOx的排放指数较高,而UHC与CO的排放指数较低;当飞机处在下降以及进场时,NOx的排放指数较低,而UHC与CO的排放指数较高.NOx的总排放量在3种污染排放产物中最高. 相似文献
344.
金属腐蚀“3等线”和试验日历寿命确定方法 总被引:2,自引:0,他引:2
为了探讨金属日历寿命,通过理论分析和试验研究,发现金属腐蚀的一种等湿等温等时线,它在腐蚀损伤与试验溶液浓度d坐标系中是一条直线,在这条直线上每一点的腐蚀试验湿度、温度和时间各自保持相等,简称腐蚀"3等线"。通过"3等线"与其他综合研究,推导出试验日历寿命计算公式和确定方法。同时又进行了腐蚀损伤与腐蚀时间的线性规律和腐蚀"3等线"存在的试验验证。 相似文献
345.
三维等损伤环境谱的编制原理和方法 总被引:1,自引:2,他引:1
研究给出了一种真实使用环境的温度、湿度和时间三维日历寿命定寿谱。它包含:使用环境的原始参数的实测和统计,参数合并和等腐蚀损伤折算,使用环境下的3个参数任意组合的三维谱编制。该三维谱可根据日历寿命计算或试验需要,编制成多级温度和多级湿度谱,也可编制成一级温度和一级湿度谱。从理论上讲,由于这些不同的谱具有相同损伤,因此最终计算和试验给出的日历寿命相等,从而可消除腐蚀领域的"当量折算"这个不准确环节,使日历寿命确定更加可靠。 相似文献
346.
核磁共振陀螺利用核自旋的闭环磁共振实现角速度的测量,其磁共振信号一般由内嵌碱金属磁力仪测出。为了提高磁力仪性能,对描述磁力仪的Bloch方程,采用微扰迭代法和级数展开法,求出了各磁矩分量的近似解,然后讨论了线性测量范围随纵向与横向弛豫时间的变化规律以及频率响应特性。利用数值仿真,对上述近似解析解进行了验证。结果表明,磁力仪的线性测量范围随纵向、横向弛豫时间的增大而减小,其频率响应为一阶低通,截止频率仅与横向弛豫时间有关。上述研究对核磁共振陀螺的优化有一定的参考意义。 相似文献
347.
基于压力降落法原理,搭建扩散系数测试实验装置,测试了29815K时CO2在水中的扩散系数并与文献值比较,验证了实验系统的可靠性。实验测定了密闭容器中28315~33315K时CO2 RP 3燃油体系中的压力随时间的变化值。实验测量曲线与数值拟合曲线完全稳合,计算得出不同温度下气体在燃油中的扩散系数值为10-8m2/s数量级。由实验结果可知:气体扩散系数与温度之间符合化学反应阿伦尼乌斯定律,由此根据已有扩散系数值可建立CO2在RP 3燃油中扩散系数预测模型。采用25315、26315K和27315K时3组实验数据来验证模型的准确性,结果显示实验数据符合预测模型方程,模型具有一定的外延性。 相似文献
348.
采用金相分析、硬度测试等技术手段,研究热处理对马氏体不锈钢9Cr13Mo3Co3Nb2V组织和硬度的影响。结果表明:9Cr13Mo3Co3Nb2V经淬火、冰冷处理及多次回火后,残余奥氏体充分转变为回火马氏体,并产生较强的二次硬化效果,进而获得稳定的组织和高的硬度;在350℃以上回火时,由于组织中二次碳化物的析出,开始出现二次硬化倾向,至480~520℃时,回火硬度达到了最大值。 相似文献
349.
350.
基于某型航空活塞发动机在运行中因过度调贫而导致大量排气门烧蚀的现象,为控制调贫幅度获取便于工程实践操作的安全调贫阈值,通过测量排气门密封面附近气门体的实际运行温度,获取了该型发动机上气门运行温度与排气温度之间的对应关系,解决了以排气温度(EGT) 为参变量间接衡量气门体实际运行温度的工程问题。结果表明:利用该对应关系在确保排气门密封面上保护膜不被破坏的前提下得出该型发动机上安全调贫阈值为排气温度为732℃,经70000飞行小时的实践验证表明此阈值可靠。 相似文献