搜索结果: 106-120 共查到“知识库 航空器结构与设计”相关记录442条 . 查询时间(2.363 秒)
航空发动机限寿件批准寿命适航验证方法
安全寿命 批准寿命 适航验证
2014/5/12
以传统的安全寿命法为基础,研究了航空发动机限寿件批准寿命适航验证流程和审定要素.以限寿件适航要求和咨询通告符合性方法为指导,借鉴航空发动机通用规范对关键件的定寿管理方法,从计算分析验证和试验验证给出限寿件批准寿命适航符合性验证的流程和方法.以典型的民用航空发动机为例研究了限寿件的判定准则.从限寿件结构危险点的判定方法、载荷谱的处理和应力分析给出了限寿件批准寿命计算分析验证的关键技术;从试验条件、试...
基于计算流体动力学方法和均质多相流理论，采用汽化模型模拟燃气与冷却水的汽化过程，使用动态网格分层技术模拟导弹的运动，对燃气-蒸汽弹射气-液两相流场进行三维非定常数值研究.通过与固体火箭发动机尾焰喷水效应实验对比，验证了数值方法的有效性.研究了弹射过程中流场结构、二次流现象和变深度弹射载荷和内弹道变化规律。结果表明：导弹弹射过程中汽化现象发生在弯管壁面处，汽化后的燃气-蒸汽高温区随着发射筒体积的增加...
通过理论分析结合数值模拟，开展了针对微尺度离心叶轮间隙泄漏流动堵塞模型的研究.结合微尺度旋转机械低雷诺数和高马赫数的工作条件，建立了考虑可压缩性和黏性损失的间隙泄漏流动堵塞模型.通过数值模拟分析了微尺度间隙泄漏流动特征及黏性在其中的作用，判定黏性作用对间隙泄漏流动的驱动作用不可忽略，黏性作用与压差作用对间隙泄漏流动的驱动作用效果相当.同时，黏性作用还会导致间隙泄漏流动的初始堵塞增大.采用某微尺度离...
基于飞翼布局无人机隐身与结构装载布置要求,保形设计了3种进气口形状的背负式S弯进气道,按照进口投影截面形状上、下底之比顺序排列,分别为三角形、梯形和矩形.利用数值模拟方法对无人机内外流场耦合流动进行计算分析,且基于射线弹跳(SBR)法对进气道电磁散射特性进行仿真研究,获得了飞翼无人机3种进气道的气动与隐身综合特性.研究结果表明:①矩形进气道模型升阻和纵向力矩特性表现均最好;②3种 进气道模型按顺序...
发展了一种保持且基于气动设计给定的热态叶型的冷态叶型迭代解算方法,并将其融入叶片罩量调节的优化设计,其中在热态叶型的基础上调节罩量,针对冷态叶型计算变形与应力等,变形后的叶片逼近热态叶型,尽可能减小了对热态叶型气动特性的影响.实现了冷态叶型迭代求解与罩量调节中结构有限元网格的自动更新,并基于iSIGHT优化平台,建立了叶片罩量调节多目标优化设计的自动化分析流程,并以一小轮毂比弯掠风扇叶片罩量调节为...
基于多因素耦合的机构可靠性仿真试验方法
复杂机构 多因素耦合 可靠性演化 仿真试验
2014/4/9
本文提出一种基于多因素耦合的机构可靠性仿真试验方法，该方法将机构可靠性影响因素分为原始因素、累积性使用因素和非累积性使用因素，将机构状态分为原始状态和工作状态。仿真试验过程中，首先以原始因素为随机变量进行抽样，并将其代入性能函数以建立仿真试验的样本。然后针对某个样本，依次在各个时刻以使用因素为随机变量进行抽样，将抽样结果依次代入该样本并判断其是否失效，以得出该样本的寿命。依次得出每个样本的寿命并据...
在ROTAX914化油器式活塞航空发动机的结构基础上,自主开发并研制了一台航空低压空气辅助直喷单缸试验机,开展了不同直喷控制参数包括:喷射时刻、喷射脉宽、喷射压力以及点火提前角对直喷发动机燃烧特性影响规律的研究.研究结果表明:存在一个最佳喷射开始时刻使得发动机燃烧效率最高,循环变动最低,最佳喷射开始时刻随发动机转速和负荷的增大而相应提前;降低直喷喷射脉宽和喷射压力均会引起发动机最大爆发压力和压力升...
针对现有建立寿命设计曲线方法的不足,采用容限法建立寿命设计曲线,对比并分析了各种方法的差异.对于大样本的疲劳试验数据,试验结果表明在不同应力水平材料寿命的分散性不同.为此在近似Owen容限法基础上提出了一种包含应力水平的分散性模型建立设计曲线,使其能够满足材料寿命在高应力分散性较小,低应力分散性较大的特点.根据Ti-6246疲劳试验结果,利用该方法计算得到的设计寿命在疲劳载荷为925MPa时提高了...
面向外啮合齿轮泵困油问题的健壮性设计
试验设计 响应面函数 健壮性
2014/4/2
针对外啮合齿轮泵困油区压力高导致噪声大、低容积效率等问题,综合齿轮泵工作过程中内部流体动态特性,提出了面向齿轮泵困油问题的健壮性设计方法.以某型号高压齿轮泵为研究对象,建立三维流体模型,利用CFD专业软件PUMPLINX,基于全空化模型对齿轮泵内部流场进行解析,分析了该齿轮泵猫眼式卸荷槽结构参数、齿轮泵转速、负载压力以及介质特性对困油区压力的影响,并借助于试验设计和响应面函数方法建立了关于困油区压...
多项式输出中相关变量的结构贡献和相关贡献分析
结构贡献 相关贡献 二次不含交叉项 解析解
2014/4/1
以二次不含交叉项的多项式为例，解析推导了正态相关输入变量对输出响应量方差贡献的结构贡献部分和相关贡献部分。通过算例验证了解析结果的正确性。将所研究的指标和已有的进行对比，归纳出结构贡献部分和相关贡献部分的侧重与统一。解析解可直接用于极限状态函数不超过两次且不含交叉项的结构和相关贡献的识别，为其他新的数值算法提供了参考对照。
采用粒子图像测速(PIV)技术测量带双环旋流多点燃油直接喷射(TAMI)头部的贫油预混预蒸发(LPP)低污染燃烧室流场特性,试验相同进口条件下冷态及喷雾燃烧时流场结构,通过分析平均流场涡量、湍流强度及切应变率等特性参数来详细说明喷雾燃烧对贫油预混预蒸发(LPP)低污染燃烧室流场的影响,并且研究了不同进口参数对其燃烧流场的影响.试验结果表明:①装有此头部的LPP低污染燃烧室喷雾燃烧流场回流区比冷态流...
微型四旋翼无人机模糊PID控制
四旋翼无人机 模糊PID 控制 Matlab 仿真 抗干扰性能
2014/3/17
为解决微型四旋翼无人机控制系统存在的鲁棒性差和控制精度低的问题，提出一种模糊PID 控制方法。 建立微型四旋翼无人机系统动力学数学模型和电机模型， 在系统模型的基础上设计模糊PID 控制器。通过 Matlab/Simulink 仿真和飞行试验对所设计的模糊PID 控制器的有效性进行验证。仿真实验表明，该算法能提高系统 的抗干扰性能和控制精度。飞行试验结果表明，模糊PID 控制器可以有效地控制微型四...
航天侦察任务的关联度分析与去冗余方法
航天侦察 任务 冗余 关联度
2014/3/1
针对航天侦察需求响应中可能存在的任务重复产生问题，综合考虑任务的需求来源、质量要求、时间偏好及空间范围，提出一种基于任务关联度的任务冗余分析方法。对航天侦察的相关要素进行分析度量，给出了基于4类要素的任务关联度计算方法，提出了通过任务之间的关联度来降低可替代任务产生概率的具体算法，考虑了准确优先、公平优先以及混合等不同情况下的冗余度计算方法，给出一个应用示例，说明所述分析方法的有效性。研究结果表明...
高超声速飞行器在飞行接力点和巡航结束点受喷管冷、热态膨胀状态不同的影响,会产生较大的冷、热态俯仰力矩差,从而对飞行器姿态控制带来较大困难.针对该问题,研究了下唇板可调方案对降低冷、热态俯仰力矩差的有效性,对不同下唇板角度进行数值模拟,得到了喷管性能参数.结果表明:下唇板旋转6°时,设计马赫数Ma=4.5下冷、热态俯仰力矩差下降29.57%,推力系数减小0.42%.并且进行了下唇板角度可调方案的风洞...