现役航空发动机使用寿命确定和控制方法

本文介绍了在我国现役航空发动机定延寿工作中常用的使用寿命确定和控制方法,并分析了这些方法的技术特点和发展趋势。提出了只有根据航空发动机技术特点,综合地运用相关方法,才能最大限度地既延长发动机使用寿命又保障发动机的使用安全。

空气雾化的模型及其计算

本文研究了预膜式空气雾化喷嘴的雾化过程 ,建议一个液膜 (波 )破碎准则 ,并结合有关雾化机理的研究结果建立一个雾化模型 ,提出了一种称为跟踪 -统计的雾化模型数值计算方法。对喷嘴出口后的液膜破碎形成粒子的尺寸、数目及运动进行跟踪记录及统计 ,得出液雾在空间的分布特性。为验证此雾化模型及其计算方法 ,计算了一个三元轴对称喷嘴出口后的液雾场。计算及实验符合 ,表明了该模型及其计算方法的可行性。

某型发动机战斗与训练状态控制技术研究

简要介绍了对某型航空发动机在外场使用过程中,实施战斗与训练状态控制的方法及其相应的控制装置。加装该装置的目的是对发动机在平时训练时,实行降负荷使用,以提高飞行安全性,而在作战需要时,可恢复发动机原有状态,以发挥发动机最大潜能。控制装置由单片微机组成,具有自检和故障检查能力。通过试飞和试用证明,控制装置改装简单、工作可靠,取得了满意的效果。

航空发动机高温升燃烧室技术分析

随着先进军用航空发动机推重比要求的不断提高,主燃烧室向更高温升方向发展。本文基于高推重比航空发动机主燃烧室的主要特征与面临的技术挑战,综述了多旋流燃烧、中心分级燃烧、驻涡燃烧和可变几何燃烧等四类高温升燃烧组织的工作原理和发展现状,分析它们的技术优势及挑战。就当前高油气比燃烧室来说,多旋流燃烧与中心分级燃烧是主要发展方向,但随着燃烧室油气比的持续提高,燃烧组织技术将面临更大技术挑战。通过综合分析,作者提出同心圆分区燃烧也可能是一种值得研究的适合更高油气比燃烧室的优选燃烧组织模式。

燃油喷嘴对燃烧性能的控制研究

在WP-7发动机单管燃烧室上采用三种不同形式的燃油喷嘴(离心式、空气雾化式及气旋离心式)进行燃烧试验以研究燃油喷嘴对燃烧性能的控制作用.实验显示了不同形式的喷嘴产生出燃烧性能的差别.通过考察该三种喷嘴对出口温度场燃烧效率、温度不均匀系数、点火、火焰稳定等的控制程度得出:根据需要,可以选择适当的喷嘴来控制性能.特别是本文研究的气旋离心式喷嘴易于控制出口温度场的热点位置,具有离心式和空气雾化式两种喷嘴的优点.

空气雾化喷嘴内液膜对雾化性能的作用

本文综合归纳数年来对空气雾化喷嘴内液膜厚度特性,液膜表面扰动波动态特性以及这些特性与雾化特性间的关系等方面的研究结果.着重指出在喷嘴唇口附近没有周期性的液流堆积现象,并且指出唇口液流堆积雾化论的问题所在.

手术配合护理在白内障超声乳化联合人工晶体植入术中的应用效果分析

目的探究在白内障超声乳化联合人工晶体植入术护理中应用手术配合护理方法所产生的应用效果。方法在本院进行白内障超声乳化联合人工晶体植入手术的患者有78例,时间为2018年1月~2019年3月,按照随机分组方式进行分组,每组39例。对照组采用常规护理法,观察组采用手术配合护理法。结果观察组住院时间及住院费用均低于对照组,差异有统计学意义(P<0.05)。并发症发生率观察组更低,两组差异有统计学意义(P<0.05)。观察组护理满意度更高,差异有统计学意义(P<0.05)。结论在白内障超声乳化联合人工晶体植入术手术的护理中应用手术配合护理方法,使医学临床指标更为优化,且并发症发生率也更低,患者对该种护理方法也更为认可。

全程优质护理对腹腔镜下子宫全切术患者手术指标及满意度的改善作用分析

目的分析全程优质护理用于腹腔镜下子宫全切术对患者手术指标及满意度的改善作用。方法选择台山市人民医院收治的腹腔镜下子宫全切术患者82例,根据随机分组的方式分为研究组和对照组各41例。研究组采取全程优质护理,对照组采取常规护理,对比2组患者的手术指标和满意度。结果研究组患者术后首次下床时间、排气时间、切口愈合时间和住院时间均短于对照组(P<0.05),患者满意度高于对照组(P<0.05)。结论对腹腔镜下子宫全切术治疗患者实施全程优质护理,能够改善术后各项指标,促进康复,提升满意度,值得进一步推广。

航空发动机战斗/训练状态控制研究

针对航空发动机性能与寿命的矛盾 ,提出了增加战斗 /训练控制功能的方案。研究了控制原理 ,在保持原低压压气机转速 n1为常数的调节规律基础上 ,增加了保持排气温度 T 4 为常数的调节控制。在战斗时 ,发动机的排气温度保持在较高水平 ,以发挥出较大推力 ;在训练时 ,发动机工作在一个较低的温度水平 ,减小工作负荷 ,以延长机件寿命。为此还计算了战斗、训练及原机状态的发动机特性。研制出控制装置并加装于发动机上 ,结果表明加装战斗 /训练状态的控制装置是可行的。

班干部，非有不可？

存在并非代表合理，班干部制度也是如此。新学期伊始，又到了选班干部的时候，但是大家的热情却高不起来，等到老师钦点了，才不情不愿地点头答应，为何？因为郑渊洁说了，班干部制度培养的都是“汉奸”。

不同麻醉深度对腹腔镜子宫全切除患者认知功能的影响研究

目的分析不同麻醉深度对腹腔镜子宫全切除患者认知功能的影响。方法150例行腹腔镜子宫全切除患者作为研究对象,随机分为研究组Ⅰ、研究组Ⅱ与对照组,各50例。研究组Ⅰ患者在麻醉诱导前的15 min泵入负荷量右美托咪定,剂量为0.5μg/kg,然后持续泵入,维持剂量为0.2μg/(kg·h),在术前40 min停止用药;研究组Ⅱ患者在麻醉诱导前的15 min泵入负荷量右美托咪定,剂量为0.5μg/kg,然后持续泵入,维持剂量为0.4μg/(kg·h),在术前40 min停止用药;对照组患者泵入等容量氯化钠溶液,浓度为0.9%。比较三组患者苏醒期不良反应发生情况及认知功能障碍发生情况。结果研究组Ⅰ、研究组Ⅱ患者的不良反应发生率分别为12.0%、14.0%,均低于对照组的34.0%,差异均具有统计学意义(P<0.05)。对照组患者认知功能障碍发生率20.0%高于研究组Ⅰ的4.0%与研究组Ⅱ的6.0%,差异均具有统计学意义(P<0.05)。研究组Ⅰ与研究组Ⅱ患者的不良反应发生率、认知功能障碍发生率比较,差异均无统计学意义(P>0.05)。结论腹腔镜子宫全切除患者采用低剂量右美托咪定予以泵注,控制麻醉深度较为理想,减少丙泊酚的使用剂量,具有较高的安全性,提高患者麻醉苏醒期的舒适度,值得推广。

OPLAC喉罩通气全麻联合硬膜外阻滞用于高危老年患者麻醉的体会

目的:探讨OPLAC喉罩通气全麻联合硬膜外阻滞对高危老年患者的影响。方法:50例择期下腹部及下肢手术的老年患者随机分成联合麻醉组(A组)与静脉麻醉组(B组)两组各25例,分别给予OPLAC喉罩通气全麻联合硬膜外阻滞与OPLAC喉罩通气全身麻醉,记录两组患者麻醉前(T0)、诱导后(T1)、喉罩插管时(T2)、喉罩插管后5 min(T3)、拔管时(T4)的平均动脉压(MAP)、心率(HR)、脉搏血氧饱和度(SpO2)、麻药用量、清醒时间、拔管时间、Steward苏醒评分以及术后恶心、呕吐并发症发生率。结果:与B组比较,A组患者清醒和拔管时间显著缩短(P<0.05),苏醒评分明显增加(P<0.05),患者MAP、HR、SpO2的稳定性显著升高(P<0.05),麻药用量和术后并发症发生率明显下降(P<0.05)。结论:OPLAC喉罩通气全麻联合硬膜外阻滞可以减少麻药剂量,患者意识和呼吸功能恢复更快,术后并发症的发生风险减少,更适合高危手术患者。

质量控制小组管理模式在手术室护理中的应用

目的分析质量控制小组管理模式在手术室护理管理中的积极作用。方法选取2017年9月-2018年12月台山市人民医院手术室患者82例,根据护理管理模式分为观察组和对照组各41例。对照组采用基础管理模式,观察组采用质量控制小组管理模式,比较两种护理管理模式的应用效果。结果观察组患者入院后不良事件发生率为19.51%,对照组患者入院后不良事件发生率为41.46%,观察组低于对照组,差异有统计学意义(P<0.05);观察组教学、文书、消毒、检查以及总体护理质量评分高于对照组,比较差异均有统计学意义(P<0.05)。结论手术室护理管理模式中采用质量控制小组管理模式积极作用明显,值得临床推广应用。

基于难度系数平衡的涡轴发动机总体设计方法

为了实现第5代涡轴发动机从概念至初步设计阶段的总体方案设计,发展一种兼顾涡轴发动机总体性能与尺寸质量的总体设计方法。统计并评估国内外典型型号涡轴发动机的技术参数,建立涉及总体性能、总体结构、部件的气动/结构/强度/材料等数据库;在概念设计阶段,应用难度系数选取涡轴发动机的技术参数,开发涡轴发动机总体性能和尺寸质量设计的计算模型及程序。基于设计准则完成涡轴发动机总体性能以及各转子部件气动、结构、强度、尺寸及质量等总体方案设计。结果表明:所提出的总体设计方法能够快速有效的实现涡轴发动机的总体方案设计,并以此方法设计完成轴动功率为1 500kW的第5代涡轮发动机,耗油率为0.248kg/(kW·h),功质比为10.26kW/kg。

雷诺数指数与雷诺数比的关系分析与应用

雷诺数指数(RNI)与雷诺数比(RNR)作为常用的雷诺数相关问题重要无量纲数广泛地用于航空发动机研发过程中,然而前者多用于工程研制阶段,后者多用于研究初期阶段,两者长期处于应用层级割裂状态.为了厘清RNI与RNR之间的关系,首先用Π定理和无量纲数代数推导两种方法推导出了 RNI,结果揭示了 RNI的物理含义为考虑马赫数修正的RNR,代表了雷诺数强相似性原理;RNR仅基于表速相似,代表了雷诺数弱相似性原理.其次,比较了雷诺数指数与雷诺数比之间的关系,在两者的相对差仅为温度的函数,在工况温度比处于0.94~1.06的范围时,RNI与RNR两者相差±3%以内,认为两者可以互换;因为工况间温度比差距过大目前以RNR为自变量的雷诺数修正公式在实际使用中误差过大的原因之一.最后,给出了一种基于RNI为1.0、保证雷诺数强相似性的冷热态工作点模化方法,作为RNI的应用范例,并给出了两组冷热态换算结果,计算得到冷热态工况的Π函数是一致的,因此可以认为冷热态模化满足相似性原理.分析并解释了 RNI与RNR的关系,可作为航空发动机研制各阶段中雷诺数相关问题无量纲参数选取的依据.