浅谈CRJ200飞机襟翼系统故障

1故障描述山东航空公司的CRJ200飞机在冬季运营中多次出现襟翼系统故障(FlapFail)信息。飞机在进近阶段,机组选择放出襟翼后,襟翼在0°或小角度卡阻;复位跳开关后重新放出襟翼,该故障信息消失。飞机落地后,地面收放测     

一种全复合材料卫星天线承力筒的研制

针对卫星天线承力筒轻质、高轴向模量、低轴向热膨胀的需求,文章开展了承力筒总体成型方案设计、材料基础热力学性能测试及产品试制等工作,并通过了实验考核。结果表明:对于材料的热力学性能,按经纬向比例1︰2编织的M40J炭布层压板在常温下纬向拉伸模量为118GPa,纬向拉伸强度为771MPa;在(?190~150)℃范围内,纬向热膨胀系数为(0.3~1.4)×10?6℃?1,经向热膨胀系数为(0.3~5.3)×10?6℃?1。该复合材料承力筒比铝质承力筒质量减少40%以上。复合材料承力筒经过(?170~120)℃/24h、6.5个循环的高低温循环实验考核,产品无残余变形,内部未出现开裂、分层等现象。     

如何在电气工程中防止电涡流的危害

奥斯特发现并证实了电和磁的联系,接着法拉第发现闭合的导体在磁场做切割运动会产生电流,发明电磁感应定律,并提出了场的概念。     

新型“引射同心筒”垂直发射装置理论及试验研究

通过同心筒发射导弹过程的理论分析以及验证试验,证明了热环境是同心筒发射方式存在的最主要问题,创造性地提出了引射同心筒的概念,为彻底解决同心筒发射导弹时导弹周围高温环境问题提供了一种全新的、可靠的技术途径,并且通过求解定常非定常、三维Navier-Stokes方程的方法,从理论上证明了引射同心筒可以大大降低发射过程中导弹周围的气体温度,同时,通过试验证明了引射同心筒现象的存在。     

气膜冷却燃烧室火焰筒二维壁温分布计算

采用二维轴对称模型, 用有限元素法, 以气膜冷却火焰筒外环整体为对象进行壁温分布计算。开发了计算机程序, 得到了合理、精度良好的温度分布。结合内环头部及其它算例的计算, 结果表明该程序具有良好的工程应用价值, 对于燃烧室的优化设计及应力分析有重要作用。      

某卫星整流罩分离仿真分析

基于多体动力学用MSC/Adams软件建立了卫星整流罩分离模型.仿真获得了卫星整流罩分离角速度、旋转角和旋转铰链力载荷;分析了不同弹射筒峰值压力和不同铰链构型的分离.结果发现:铰链构型对卫星整流罩两半罩分离脱钩角的影响较大,而峰值压力几无作用.另发现,若适当加大弹簧推力器蓄能,可在运载火箭关机时用轴向过载的骤降效应实现卫星整流罩分离,提高卫星整流罩分离可靠性.     

具有陶瓷基复合材料火焰筒的航空发动机燃烧室的设计和试验

本文讨论了陶瓷基复合材料(CMC)结构设计的特点、准则及有效的制造方法,介绍了带CMC火焰筒的航空发动机燃烧室的设计指标和试验结果.     

气膜-发散冷却结构冷却效果的实验研究

为了研究气膜-发散组合冷却结构的冷却特征,设计了5种组合冷却结构形式,采用实验的方法对气动参数和几何参数对冷却效率的影响规律开展了研究,结果表明:(1)由于气膜的存在使得发散冷却的起始段冷却效率有很大的提高,极大提高了发散冷却结构的整体冷却效率;(2)随着发散孔纵向间距的增大,发散段整体冷却效率逐渐降低,但对发散冷却起始段的影响不大;(3)发散孔复合角对冷却效率对冷却效率的影响随吹风比的变化而变化,在小吹风比时,45°复合角的冷却效率最高;在吹风比较大时,在发散冷却段的中后部,0°复合角的冷却效率最高。     

承力筒模态分析与测试

对卫星的关键主承力结构——承力筒进行模态分析与测试是了解其结构特性的重要手段。文章采用悬挂法和固支法对某卫星用两种结构设计的承力筒进行了模态分析与测试,并对比分析了这两种方法对分析与测试结果的影响,最终确定了承力筒的模态特性。模态试验属于有效性确认试验,应根据具体的试验对象,慎重选择合理的试验方法。     

基于燃烧室压力振荡的火焰筒结构优化

实验对比了双层与单层火焰筒的燃烧室压力振荡特性.实验结果表明:在相同的实验工况下,前者的压力振荡幅值要小.检验了基于叠加原理的多孔共振腔模型在分析上述压力振荡特性中的适用性.通过敏感性分析,探讨了在保证火焰筒冷却气分配不变的情况下,用于减小燃烧室压力振荡幅值的火焰筒结构改良方向.分析结果表明:火焰筒壁面的孔数量(孔直径)是用于减小燃烧室压力振荡工程优化的主要参数.