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411.
为使某航空发动机转子过盈止口热装到位,需要选择合适的预紧压力.利用有限元分析方法,对过盈止口进行稳态、瞬态热分析及瞬态动力学分析,获得了止口温度场、接触压力及摩擦力随时间的精确变化趋势,为合理选择过盈止口热装压紧力提供参考依据. 相似文献
412.
激光加工技术在工业生产中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
激光加工技术在工业生产中的应用愈来愈广泛,激光切割和激光表面淬火的研究和应用也很广泛,根据这两项较成熟的技术提出激光加热切削,进而改变材料的切削加工性。 相似文献
413.
414.
为得到双脉冲发动机隔舱结构关键部件金属膜片适宜结构,通过圆板大挠度理论和断裂力学理论推导出金属膜片预制缺陷处应力强度因子计算公式,得到金属膜片在内压作用下的设计方法,建立了膜片破坏压强与结构尺寸之间定量关系,并通过6次膜片动态破坏单项实验验证了其正确性.在此基础上,利用缩比发动机分别开展了隔舱热流承压、热流打开、热流联合实验以进一步考核隔舱的工作特性.结果表明:所导出的金属膜片设计方法与实验结果较为一致,平均误差约4.394%,可以用于脉冲发动机膜片具体结构尺寸设计;隔舱承压、密封、打开、消融性能良好,可以较好满足双脉冲发动机使用要求. 相似文献
415.
我们研制了一种功能较强的示波器自动校准系统,它能对各种类型的示波器进行全面的计量检定。本文详细介绍了采用微机程控各信号源对示波器进行检定的设计思想、工作原理、实施方法、检定实例、本系统的技术指标及其测试方法和数据处理。文章还阐明了采用补偿电缆损耗的思路和方法,使电缆输出端信号的平坦度优于±0.5dB。 相似文献
416.
座舱瞬态热载荷的计算与仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
以我国新一代战斗机的研制为背景,提出了高精度的飞机座舱瞬态热载荷的计算与仿真方法.与传统的计算方法相比,通过联解传导-辐射-对流耦合的控制方程以求出蒙皮温度、座舱各壁面温度,同时考虑了透过舱盖、风挡等透明体的太阳辐射对舱内驾驶员、座椅及仪表盘这类内表面温度和舱内空气温度的影响.通过将座舱内外壁面和舱内空气作为一体联解方程组后,结合某飞行剖面求解了飞机座舱实时瞬态热载荷,并比较了采用本方法与传统方法对计算精度的影响. 相似文献
417.
为解决纯脉冲爆震发动机地面启动问题,并提升其低马赫数下的性能优势,提出了一种利用外涵中爆震室头部压力驱动内涵中涡轮转动部件的前置涡轮组合脉冲爆震发动机,建立了相应的性能分析方法,并对其部件特性及整机性能进行了计算研究。结果表明,近似稳态的涡轮总温总压进口条件可以在该组合发动机中实现,同时随着爆震室头部侧向开孔面积与爆震室面积之比(即驱动面积比)增大,流入发动机内涵驱动涡轮的气体流量增大,而涡轮前总温、总压及涡轮落压比减小,组合发动机整机推进性能增大;通过改变驱动面积比的大小,可以获得不同的压气机增压比以适于不同的飞行马赫数,进而实现发动机宽广的工作范围。 相似文献
418.
419.
为了模拟发动机进气加温试验,开展了发动机地面试车台进气加温试验研究,设计了一套合理的进气加温设备,并提出
了进气加温试验测试方案和试验方法。结果表明:在108.88 ℃进气温度下,高温区角度为180°,高温区主要分布在0°和180°位置,
低温区分布在90°和270°位置,隔开了连续高温区,高温区平均温度和面平均温度差值较小,温度周向不均匀度为0.43%,温度分
布均匀,不存在强烈温度畸变情况;在进气温度从94.82 ℃上升至108.88 ℃时用时80 s,高温区温升率为0.18 ℃/s,时间域内的温度
畸变较小,裕度损失小,温场无旋转,高温区分布和周向温度不均匀度均不随时间变化产生明显改变;在进气温度从65.34 ℃升至
108.88 ℃时,周向分布保持均匀,建立了面平均温度、高温区面平均温度的线性关系。获得了台架温场均值与发动机控制系统采
集进气温度的关系。 相似文献
420.
基于混水原理的供热系统节能分析 总被引:1,自引:0,他引:1
混水供热对供热运行有很好的调节作用,并逐渐被更多的供热运行自动控制系统所采用。对某分流混水供热自动控制系统进行了分析,指出了分流混水方式的弊端。提出了采用回流混水供热方式可以更有效地进行供热调节和节能降耗,并且具有响应快和准确度高等优点;同时对回流混水供热进行了节能分析、定量计算以及水温控制方程推导等。 相似文献