附面层变化规律及影响分析

进气道附面层是由于气流的黏性作用,在表面形成具有一定梯度的低速区,其中贴近壁面位置基本处于滞止状态。低速区的存在影响进气道流通面积,同时对进气道总压恢复系数、进气流量测量及整机性能造成一定影响;随着飞机飞行姿态多样化及飞行包线不断扩展,进气道附面层的存在降低发动机喘振裕度,严重时影响飞行安全。本文通过研究对附面层不同方式的测量方法,分析附面层速度分布及附面层厚度变化规律,通过计算得出对压缩部件的影响,进而评估对发动机整体性能影响。

某型航空发动机空气涡轮起动机起动故障研究

为了保障地面试车效率及飞机飞行的安全,对起动过程的故障模式、故障部位及故障原因作出及时准确的判断,预防起动过程潜在故障的发生,通过分析起动原理,研究了起动过程中5种常见起动故障。对航空发动机地面台架试验过程中起动失败故障进行分析,通过绘制故障树,得到起动过程异常带转故障模式为起动机出口堵塞;快速定位故障原因为:在湿度大的低温天,起动机短时间内连续起动,等熵膨胀过程起动机涡轮叶片及起动机出口壁面结冰,造成涡轮出口面积减小,排气不畅引起出口堵塞,涡轮输出功率减小,起动失败,保障了地面试验安全;并根据该起故障对地面试验供气系统提出增加干燥机的改进措施和试验前、后起动机检查要求,经过地面持久试验和考核试验验证方法有效,起动机结冰故障得到有效控制。该起故障研究和排故改进措施可供地面台架试验参考。

某型涡扇发动机地面台架起动试验研究

为了分析大气环境温度对发动机起动过程的影响,采用三段积分法计算发动机起动特性,开展了不同大气环境温度条件下某型涡扇发动机地面起动试验研究。结果表明:冷态条件下,发动机的起动特性与理论计算结果一致,标准大气温度下发动机起动时间和脱开时间均为最短;热态条件下,发动机起动最快时的大气温度比理论计算温度低2 K左右,起动时间和脱开时间均快于冷态时间(约快2.9 s);热态起动比冷态起动的风扇、压气机转速出现时间早约0.5 s,热态供油压力、排气温度的建立更早;分析认为,热态试验结果比理论计算温度低的原因与大气温度变化引起的燃油粘度、滑油粘度、空气密度等变化及热态发动机焓值的变化有关。该试验研究结果可为地面起动试验提供参考。

基于模型的航电系统集成验证技术研究

为了满足系统集成度高、交联关系复杂的航电系统集成验证需求,提出了基于模型的航电系统集成验证技术。详细介绍了基于模型的航电系统仿真和测试方法,航电系统仿真建模规范,以及基于模型运行的航电系统集成验证平台。通过在航电系统集成过程中的应用,基于模型的集成方法有效地提高了航电系统集成效率,保证了航电系统集成准确度。该方法可应用于航电系统全数字集成、半物理集成和全实物动态集成,保证各阶段试验的衔接,持续提升航电系统集成工作的技术水平。

大型民用飞机全机系统地面综合验证试验平台研究

由于大型民用飞机采用了多种新理念、新功能和新技术,给机载系统综合验证增加了复杂性和难度。为了提高机载系统综合验证能力,从全机地面综合试验验证具体需求出发,借鉴国内外飞机系统集成验证经验,提出了桌面仿真、硬件在环实时仿真与物理试验一体化的全机系统地面试验验证平台方案,详细研究了机载系统试验件、硬件在环实时仿真、测试设备与驱动设备、综合试验管理系统等技术方案和特殊要求,为进行实际工程合理、有效的全机系统地面综合验证试验提供技术参考。

FANUC数控机床不能返回参考点的故障处理

FANUC数控机床是高性能机电一体化产品,其位置检测用的是串行脉冲编码器。由于串行脉冲编码器的特点,机床在开机和急停的情况下,都要执行返回参考点的操作,就是让机床坐标轴移动到一个预先制定的准确位置,如不能返回参考点,数控机床将不能正常工作。

深基坑支护施工技术在施工工程中的应用分析

高层建筑林立,加快了深基坑支护施工技术的应用,当前建设工程中常常会用到深基坑支护技术,它提高了建筑工程的施工质量,并且完善了工程基础施工的相应水平,对施工过程中产生了深远的影响。对深基坑支护施工技术进行深入的了解以后,使具体的施工技术要求被准确掌握,我国的深基坑支护施工技术才能进一步完善,才能提高建筑质量,促进经济发展,为保障人民幸福献出绵薄之力。

矿用一般型大功率不间断电源的研制

研发了一种矿用一般型大功率不间断电源,它能够在井下变电所故障并断电情况下,立即为井下变电所提供照明、开关柜保护及自动化控制系统的供电电源,实现无缝切换,为控制系统可提供6小时以上的后备电源。该设备解决了现有煤矿井下主配电室采用的高频小功率不间断电源功率小、运行带电时间短及在井下环境壳体容易腐蚀的难题。其应用能解决煤矿主配电室PT柜不间断电源更换时间短,带载能力差的问题,其应用能够降低安全隐患,提高工作效率。

RS232C串口在数控机床上的应用

利用RS232C 9针、25针串口,通过电脑的超级终端,将数控机床的CNC参数,PMC参数拷贝到电脑,防止数控机床参数的丢失。

浅谈飞机维修方法

本文通过对传统维修方法、高新技术维修方法,以及利用高新技术强化传统维修方法三方面的阐述,探讨协调机制下飞机维修方法的研究。

互联网思维在自动拨测中的创新运用

笔者运用互联网思维,并结合自己所处的行业和从事的工作,指出自动拨测才是适应互联网时代特点的拨测方式,并提出了对新时代拨测模式的几点设想,包括建立用户体验管理流程,以用户体验为核心开展真机端到端拨测;转变思维,提升研发管理能力,以快速迭代的方式满足软件稳定性要求;开拓思路,利用智能终端实现"跨界"复合型拨测,令拨测行业充满想象空间;利用云拨测收集海量数据,开展云计算和大数据分析,提升拨测价值。

氢能将取代石油?——走向“氢经济”时代

当前,人类面临着巨大的能源压力。传统的能源(主要是不可再生的化石燃料)正日趋枯竭,而且化石燃料燃烧后排放的废气造成严重的空气污染,甚至加速了气候变化,因此寻找新的替代能源迫在眉睫。早在19世纪法国科幻小说鼻祖凡尔纳的小说中,预想家们就预言,有朝一日社会将通过以氢为基础的能源而被彻底改造。这种重量很轻的气体是宇宙中最丰富的元素,氢能作为最洁净、高效的新能源,已经引起全世界的广泛关注。各国都加快了对“氢能”的研究,一种以氢能源为基础的“氢经济”开始展露在人们面前。

中学生物评价体系的实践探索

经过长期摸索，作者逐步建立起一套适合中学生物的评价体系。这个体系以“我的成长”档案袋为评价载体，以“自我评价、家长评价、生生评价、教师评价”为评价手段，通过三个层次，从多个角度、多个方面对学生进行评价。教师采用激励性语言评价学生，遵从科学评价体系，能使学生在学习中不断体验到进步与成功，更加认识、完善自我，建立自信，从而使学生的素质得到全面发展。

不同插板下的航空发动机进口压力畸变试验

为了得到不同插板形状对航空发动机进气畸变的影响规律,分别采用平插板和角插板方式在插板式压力畸变发生器上开展了某型发动机进气畸变试验,并采用综合指数法对数据进行分析。结果表明:在插板遮挡区域内形成了广阔范围的总压恢复系数小的区域,且平插板形成的范围更大;在发动机0.9状态下,为形成综合畸变指数为13%的畸变,需使平插板插入0.3、角插板插入0.4深度,采用平插板时具有更大的面平均总压恢复系数、更低的流量;在相同发动机转速下,随插板步进,周向畸变指数和面平均紊流度均增大,且在小深度时面平均紊流度对畸变指数贡献大,在大深度时周向畸变指数贡献大;对2种插板的畸变趋势与发动机状态、插板深度的关系进行预测可知,在不同发动机状态下,畸变强度均随插板插入深度的增加而增大。研究结果可为后续发动机进气畸变研究提供依据。

航空发动机进气畸变实验方法研究

为研究航空发动机进气畸变实验方法,对实验装置和测试方案、实验方案进行了研究,采用插板式畸变发生装置,对进气道测点合理布置,使用恰当的数据处理方法,得到了不同转速下不同插板深度产生的压力畸变强度。采用综合指数法对数据进行分析,结果表明,一定转速下综合畸变指数与插板深度正相关,综合畸变指数在插板深度0.15前增速慢,0.15~0.3增速快,综合畸变指数随转速增加而增加,转速越低,达到相同综合畸变指数所需插板深度越深。

基于半物理的飞管系统集成验证技术研究

本文基于半物理的飞管系统集成验证技术,详细介绍了基于半物理的飞管系统集成验证平台架构与实现,研究了基于半物理试验的飞管系统仿真建模方法,完成了用于飞管系统半物理试验的仿真模型开发。在某型飞管系统集成试验过程中,搭建了基于半物理的飞管系统集成验证平台,在完整的全系统仿真基础上,通过真件与仿真件之间的逐一替换,逐步完成飞管系统集成验证工作。该方法有效的提高了飞管系统集成效率,满足了飞管系统集成验证需求。

一种硅基SiO_2波导耦合器的设计与分析

波导耦合器是组成光纤传感系统和光纤通信系统光收发组件及模块的重要元器件,是实现光收发模块一体化光电集成的基础。给出了一种用光纤陀螺系统的X型四端口波导耦合器的工作原理,采用有效折射率法和BPM(Beam propagation method)法建立了耦合器的数学模型,计算并分析了耦合器尺寸在尽可能小的情况下和在满足单模传输的条件下耦合器的耦合系数、有效耦合长度、分光比以及回波损耗等参数之间的关系,并对其关键技术进行了系统的研究。仿真结果表明,所设计的波导耦合器在低损耗情况下分光比可达到50%∶50%,耦合器全长为33.5mm,输入输出波导间距为410μm,芯层截面积为6μm×6μm。

吞冰片试验方案设计及风险控制

飞机在飞行过程中,遭遇结冰天气时,进气道结冰致使发动机存在吸入冰片的风险,发动机吞冰片后会造成硬件损伤、功率损失、失稳事件、强迫着陆及其它事故。验证发动机吞冰片后性能损失、构件损伤是否满足使用需求显得尤为重要,同时开展航空发动机吞冰片试验也能为产品状态鉴定夯实基础;由于吞冰片试验存在一定破坏性,对发动机运行、设备运转,保障人员存在潜在的风险隐患,需制定相应的风险控制措施,降低试验风险。本文通过学习国军标要求,以涡扇发动机为对象,对吞冰片试验方案进行了研究,制订了风险控制措施。