保形通道式扩压器在微型涡喷发动机中的应用

采用结构新颖的保形通道式扩压器并运用其三维设计方法,对某直径16 cm的微型涡轮发动机的扩压器进行改进设计。改进型微型扩压器由完整的主叶片和布置于通道后部的分流叶片构成,相较于原型的径向、轴向分段叶片式扩压器,可全程对气流的扩压度和流向进行控制,避免气流在无叶转弯段的强烈掺混,减小流动损失。数值模拟结果表明,在设计工况下,改进前后扩压器的流量特性基本保持一致,改进型微型扩压器总压恢复系数提高5.5%,扩压能力亦有明显增强。

xxx机翼主梁的寿命分布研究

本文通过运用 W2 统计量的检验方法对 飞机八个失效的机翼主梁寿命分布进行了检验 。

某型发动机完全寿命数据基于威布尔分布模型的MTBF计算研究

本文对国内某型现役航空发动机的完全寿命数据进行了收集整理,并通过假设检验得到了用威布尔分布模型处理这些数据优于采用其它模型的结论。接着采用三参数威布尔分布混模法对该型发动机317起故障的故障间隔时间进行了计算分析,得到了其MTBF的分布均值和给定置信度下的置信区间。结果表明,威布尔分布能够较好地反映该型发动机故障间隔时间的实际分布规律。通过本文研究,建立了对外场使用发动机MTBF统计评估的基本思路和方法。

30CrMnSi2A钢飞机主梁疲劳断裂分析

用扫描电镜观察了某型飞机机翼主梁的疲劳断口 ,用疲劳条带估算了裂纹扩展寿命 ,并用 Zheng- Hirt公式估算出裂纹尖端应力强度因子范围 ,估算结果与实验测定值十分接近 ,从而为研究老龄飞机的使用寿命 。

Zheng-Hirt公式及其在失效分析中的应用

以歼教五机翼主梁疲劳断裂分析为例 ,介绍了用断口金相和Zheng -Hirt公式估算疲劳裂纹扩展寿命的方法 ,为研究老龄飞机的使用寿命问题 。

大涵道比涡扇发动机滑油流量中断工作要求与试验方法分析

基于GJB 241A-2010、JSSG-2007B等国内外军用标准规范,分析了航空发动机滑油流量中断工作能力通用要求以及试验验证通用要求。针对大涵道比涡扇发动机,分析指出其使用特点与战斗机发动机有明显差异,其滑油流量中断工作能力要求不能直接照搬军用标准的相关规定。根据运输机发动机的使用特点分析,借鉴国外航空发动机的相关技术经验,提出了大涵道比涡扇发动机的滑油流量中断工作能力要求以及滑油流量中断试验的程序与方法。

一种微型涡轮发动机导向器改进方案

为了提高发动机性能,克服微型涡轮发动机(MTE)的尺度小等因素导致其导向器内流动损失大的缺点,采用了整体叶片式导向器设计技术对某MTE-C微型发动机涡轮导向器进行了改型设计.首先采用NAPA软件对MTE-C微型发动机的整体叶片式导向器进行数值模拟,通过流场分析得到了原型导向器设计中导致流动效率低下的不足之处,并以此为理论依据,对导向器进行了改进.改进型导向器的整级数值模拟结果表明,涡轮在设计点的效率提高了15%,且在宽广的工作范围内其通流能力和效率均得到了明显的提升.

收缩通道内水滴形扰流柱群的换热和压力损失特性

对装有三种不同截面的水滴形扰流柱叉排阵列的收缩通道内的流动和换热进行了三维数值模拟,获得了收缩通道扰流柱排内旋涡强度分布的基本特征,并根据流场分析了扰流柱形状对柱群压力损失性能和换热性能的影响,并与具有相同流动空间的矩形通道内的流动换热特性进行了比较.计算结果表明：在所研究的Re数变化范围内,收缩通道的端壁Nuavr要高于矩形通道的,随着Re的升高,二者之间的差距有变大的趋势;收缩通道和矩形通道的压力损失系数差别很大,相同Re数下,收缩通道的压力损失系数约是矩形通道的3--4.5倍.