关于MIL—STD2164中的无故障检验时间确定公式的讨论

本文给出了环境应力筛选无故障检验通过概率公式,讨论了检验窗的概念及其应用。     

半埋入式S弯进气道主动流动控制研究

为了改善半埋入式亚声速S弯进气道出口气流品质,本文采用吹、吸气方式对其进行了主动流动控制数值研究。结果表明:吸气位置、吸气量变化显著影响进气道气动性能,最佳吸气位置位于唇口附近,当唇口吸气量为进气道流量的1.9%时,总压畸变指数降低约45.7%,总压恢复系数和增压比略有提高;而附面层吹气时进气道的性能仅在吹气量较小时有所改善;附面层吹、吸组合控制对流场的改善程度介于上述方案之间,而非单独吹、吸气方案效果的简单叠加。     

某型航空发动机进气压力畸变试验研究

针对飞机在大攻角飞行时易引起进气道和发动机进口流场畸变的情况,对某型发动机的综合抗进气压力畸变能力进行了整机试验研究。试验采用插板式畸变模拟器研究发动机综合抗总压畸变能力,获得了各规定风扇换算转速下发动机临界畸变指数,完成了畸变条件下遭遇加速试验,发动机过渡态工作正常。结果表明:该试验方案可行、数据可靠、结果有效,该型发动机满足飞机/发动机相容性试验要求。     

民用飞机进气道低速大迎角性能风洞实验和数值计算分析

为了研究民用飞机进气道在起飞低速大迎角状态下的流场特征和性能,对设计马赫数为0.785的进气道进行了风洞实验和数值计算,来流马赫数为0.2,迎角变化为0°～25°,流量系数为0.29～2.07.研究结果表明:在起飞工况条件下,进气道正常工作迎角可达到25°;在起飞单发失效工况条件下,进气道外罩上流动分离迎角在13°～1...     

基于平行压气机模型的发动机整机性能计算方法

为了满足航空发动机型号设计、适航审定等阶段所采用的仿真模型能够快速有效计算进气畸变对发动机性能影响的需要,开展了基于平行压气机模型的发动机整机性能计算方法研究。在发动机整机性能通用仿真系统基础上,通过继承、关联等方法,构建平行压气机部件类;以发动机整机性能仿真模型迭代计算参数作为子压气机出口边界约束,进行子压气机工作点迭代计算,从而获得压气机、发动机工作点及发动机整机性能;以某型混合排气加力式双转子涡扇发动机为仿真对象,分别计算了设计点性能和进气畸变条件下的非设计点性能,验证了计算方法的有效性,并分析了进气畸变对压气机及发动机整机性能的影响。     

航空发动机地面进气加温试验

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。     

短舱进气道热气防冰系统传热特性研究

为了研究短舱笛形管热气防冰系统中防冰腔设计参数对进气道唇口表面传热特性的影响，进行了不同设计参数下进气道防冰腔内外流域和固体域的耦合仿真传热计算。分析得出了不同射流孔孔径和射流孔到进气道前缘表面的距离等参数对进气道唇口表面的温度、对流换热系数和Nusselt(Nu)数分布的影响。分析结果表明：射流孔直径和射流孔到唇口表面距离在一定的范围内，进气道蒙皮表面温度和对流换热系数随射流孔直径的增大而升高，随中间排射流孔到唇口表面距离的减小而升高。     

一种锯齿状唇口超声速轴对称进气道特性

为探究锯齿状唇口对进气道气动特性的影响,完成了一种常规唇口轴对称进气道设计后,在保持其他基本构型参数和几何特征不变的基础上,通过对其唇口进行剪切构造出锯齿状切口,得到了一种锯齿状唇口超声速轴对称进气道,采用标准k-ε湍流模型对比分析了该进气道与原始型面进气道的气动特性.结果表明:锯齿状唇口进气道通过唇口溢流牺牲流量系数...     

进、排气壳对全流道大膨胀比涡轮性能影响研究

进、排气系统对涡轮级的性能影响鲜有研究,本文针对增压器涡轮,采用数值方法对全流道大膨胀比跨声速涡轮与进、排气壳进行耦合计算,探索进、排气壳耦合对涡轮级的性能参数影响,结果显示进气壳主要影响静叶10%叶高与50%叶高前缘来流气流角周向分布,静叶排会减弱进气壳带来的参数周向不均匀性,排气壳主要影响动叶尾缘0°与180°周向位置总压与静压分布,进、排气壳耦合涡轮级总静效率比均匀边界涡轮级下降0.25%。     

编队星座星间相对状态测量的间接实现

研究利用编队卫星间伪距测量值 ,自主确定编队星座星间相对状态的有关问题。文中针对编队星座的卫星之间存在发射和接收天线不能相互覆盖的情况 ,提出了间接覆盖概念。并给出系统的数学模型 ,分析实现间接覆盖的方法并进行协方差分析。最后 ,对间接覆盖情况作了仿真 ,仿真结果证明间接覆盖在星间相对状态测量中的可行性