引射式发动机模拟器的设计与校准试验研究

在战斗机推进系统模拟的试验技术中,发动机模拟器是一个重要的设备,设计一个结构合理,性能优良的发动机模拟器成为该项试验技术的关键。笔者采用守恒方程组,按照工程设计的要求,对引射器的工作效率进行了设计计算。通过对多组参数的计算和分析,针对××型号战斗机的试验要求,设计了一个能模拟该战斗机进排气的动力模拟器,并进行了校准试验研究,对引射器的性能进行了测量,验证了计算方法的可行性。为开展飞机推进系统一体化试验研究,提供了关键的试验技术,建立了工程实用的飞机推进系统模拟试验装置。     

CO2焊外加纵向磁场的数值计算

针对CO2焊时与电极同轴的单个轴对称空心圆柱线圈在励磁电流作用下产生的外加磁场，采用积分方程法建立了磁控CO2焊外加纵向磁场的计算模型，对CO2焊外加磁场进行了数值计算，该方法具有模型简单、计算速度快和精度高等优点，并与实际测量结果进行了比较。计算及实验结果表明，利用所建模型计算得出的外加纵向磁场分布是准确的、可靠和有效的。     

风洞实验应变天平元件优化设计

应用最优化理论对风洞实验应变天平元件结构尺寸优化设计的基本思想作了论述,提出了天平元件多变量优化设计新方法。该设计方法能够保证天平元件的灵敏度与刚度的匹配取得理想值,同时,克服了传统设计方法计算量大的缺点。对于初次从事天平元件设计的人员来说,只要对天平的工作原理和元件变形形式有所掌握,运用该设计方法即可用较快的速度获得最佳结构尺寸。一个实用的天平元件优化设计算法及实例对人们将有所带助。     

一种典型民用涡扇发动机安全性与适航验证研究

基于某一典型民机动力装置——PX10涡扇发动机,本文详细介绍了该型号在合格审定过程中针对FAR33部适航规章所要求进行吞鸟、吸冰、振动、超转、叶片包容等各项考核,所需进行的试验验证和安全性分析过程。整个适航符合性验证过程涵盖载荷谱分析、强度计算、工况模拟试验等技术手段,各项试验结果均满足对应规章条款的通过准则,表明该型发动机在设计与制造环节具备充足的安全裕度。针对国内商用发动机鲜有适航取证成功案例的现状,本文首次全面阐述了完整的民用航空发动机适航符合性验证过程,为国内发动机厂商产品的适航取证工作提供了借鉴和指导。     

基于流体网络法的喷管冷却气流量分配计算方法

流体网络法对喷管气膜冷却问题具有独特的优势,但难以反映出入流对冷却气流道静压变化的影响。针对此引入了可反映出入流导致静压变化的管道元件,并基于孔口速度落后角对静压变化量进行了建模。验证算例表明,这一改进使沿程静压变化趋势与实际吻合较好,使冷却气流量分配计算误差降低到0.5%以下。将改进后的流体网络法与主流通道的计算流体力学模拟耦合用于分析喷管冷却气流量分配,与全计算流体力学模拟相比结果差异小于1.2%,且大幅降低计算量;在某型喷管设计中的应用表明,可以有效反映冷却结构改变对冷却气流量分配的影响。      

考虑部件约束的涡扇发动机循环参数分析方法研究

在涡扇发动机初步设计阶段,为了研究部件气动、结构、强度参数对于发动机循环参数求解域的约束,在发动机总体性能稳态计算模型以及尺寸流路计算模型的基础上,利用部件初步设计时采用的Smith图,基于牛顿迭代法构建了一种总体/部件耦合计算方法。在部件主要设计参数的约束边界基础上,采用该方法,能够获取同时满足总体和部件设计要求的循环参数求解域,并进一步获得部件的主要设计参数。使用该方法对第四代双轴混排涡扇发动机EJ200开展了算例验证,获取了部件约束条件下的发动机循环参数求解域,与公布的EJ200数据对比表明,主要部件设计参数误差<4%,表明该方法可以满足工程应用要求。     

基于信息融合的系统可靠性优化试验设计模型

分析了现今可靠性试验设计的不足,考虑两类风险(弃真风险、采伪风险)建立了基于信息融合的可靠性优化试验设计模型(ORTIF, optimization reliability test design modeling based on information fusion).分析了可靠性试验设计的需求、约束条件,基于子系统和系统验前分布是Beta分布,提出了可靠性系统中子系统层与系统层之间的信息融合技术.根据验后风险准则,给出弃真和采伪风险的定义.基于Matlab软件给出了最优试验方案数值计算的求解步骤.最后以液态火箭发动机为例,求解出满足约束条件的最优试验方案为(9,5,10,6,1),对应的最小试验费用为3326.9,并得出权值方案对试验方案的确定影响较大的结论.      

固体火箭发动机地面试验性能参数测量不确定度评估

首先阐述了A类不确定度与B类不确定度的评估方法,进而讨论了单通道测量结果与多通道测量结果的评估方法,最后阐述了通过抽样试验获得的样本数据,估计总体的性能参数范围这一参数估计问题。     

固体火箭发动机性能精度分析

根据固体火箭发动机内弹道计算模型，提出了内弹道计算中的独立随机变量，建立了随机变量的概率统计模型，确定了参数的分布规律，并用Ｍｏｎｔｅ—Ｃａｒｌｏ法进行了内弹道模拟计算。最后对发动机性能的均值。和标准差σ进行了分析和实验验证，得出了计算方法可行，数据可信的结论。