测耙数量对进气道稳态畸变特性测量的影响

在现代战斗机进气道相关试验中,受低速辅助进气门打开和隐身大S弯管道、大迎角侧滑角飞行姿态等复杂因素影响,进气道流场畸变较大,不同测耙数量的测试结果相差较大。国内外对进气道出口流场稳态畸变的测量及计算有较多研究,但鲜有测耙数量对进气道稳态畸变测量影响的全面对比研究。本文采用测耙测量进气道大压力梯度区和低压区并计算其稳态畸变,针对进气道风洞试验、全尺寸进发联合台架试验和进发匹配试飞,对常用的6支耙和8支耙形式测量结果进行对比研究。结果表明,对于形状复杂的战斗机进气道而言,进气道出口流场的测试需要尽可能采用8支测耙的测量方式,才能取得满意的结果。特别是舰载战斗机在舰面环境下,受舰首来流及偏流板反射等因素影响,进气道流场更加复杂,且发动机工作在特殊加力状态,对进发匹配稳定性要求也更加苛刻,更有必要采用8支测耙的测量方式。

低速大迎角进气道流场测试风洞试验研究

为满足某型飞机低速大迎角飞行试验进气道测试需求,研制集稳态总压、动态总压、稳态静压于一体的复合式进气道流场测量耙,为了分析评估不同形式测量耙探针的参数测量准确性,进行全尺寸的测量耙风洞试验,对试验数据进行分析,研究测量耙不同探针总压损失的角度特性和速度特性,为后续测量耙探针选型提供支持。

壁面静压和流道静压测量方法的差异性分析与准确性评估

基于某型飞机进气道飞行试验,研制加装了集稳态总压、稳态静压于一体的复合式进气道流场测量耙,并获取了不同飞行状态下流场数据。通过两种静压测量方法分析对比,研究进气道流场静压分布特性,探索两种静压测量方法的合理性,并在此基础上开展静压测量和流量计算方法研究。结果表明,采用壁面静压直接计算流量偏差较大,皮托管静压直接计算次之,对壁面静压测量结果进行面积修正计算效果较好。

某型涡扇发动机进口空气流量及附面层的测量与计算

航空发动机的空气流量是发动机的重要性能参数,其测量的准确性对航空发动机的设计具有重要的意义。根据以往的发动机进口空气流量的测量和计算经验,采用新型附面层压力组合耙测量发动机进口流场信息,建立了发动机空气流量计算模型,并使用面积分块和附面层修正的方法得到发动机空气流量。试验结果表明发动机中间状态空气流量测量值与设计值基本一致,附面层对空气流量的影响大约为2%～3%,新型的附面层压力组合耙能够丰富且准确地获得发动机进口流场及其附面层的信息。

基于环散的飞机进气道出口压力测量耙设计

进气道出口测量耙是进气道出口流场测量的重要手段,基于环散的飞机进气道出口测量耙的研制较为复杂。在测量耙的研制过程中,根据环散引气散热的功能及纵向波纹管的结构特点,确定了传统耙与附面层耙的布置形式及安装结构,并经过耙臂静强度计算、振动分析及振动试验,结果表明满足飞行试验需求。环散试验件改装及测量耙的设计方法实用、可行,可对类似基于环散的飞机进气道出口压力测量耙设计提供参考。

某型飞机进气道测量耙研制

由于某型飞机设计定型试飞的需要,需在进气道流场中设计一个装有压力或温度传感器的参数测量装置(以下简称测量耙)。由于安装环境的特殊性,其结构设计的难度和要求是空前的。本文对该测量耙的设计条件和创新结构作了详细的叙述。该测量耙通过强度计算和振动试验考核后,最终获许装机使用,并顺利完成某型飞机设计定型试飞的测试任务。在其它型号飞机的试飞中,该进气道测量耙的结构设计也得到了广泛使用。

药品回扣现象的成因及对策综述

最近几年,药品回扣、虚高定价现象肆虐,已经成为我国卫生行业中的一个不容忽视的问题,越来越受到党和政府及社会的普遍关注。对此,笔者在阅读大量文献的基础上,对我国的药品回扣成因及现状做一综述,并针对问题提出解决办法。

进气道出口可压缩附面层测量及其参数计算方法研究

为测量飞机进气道出口的可压缩附面层,在分析所需测量参数及探讨附面层参数计算方法的基础上,研制了附面层总压测量耙、总温测量耙。通过在公用测量段上安装附面层测量耙,对某飞机进气道在某高速风洞中进行了不同马赫数、攻角、侧滑角组合的吹风试验。17种组合工况的试验及计算结果表明:研制的附面层总压及总温测量耙应用效果较好;附面层参数计算方法准确,拟合后的附面层速度分布较为合理;该方法能够用于测量和评定进气道出口的可压缩附面层。

振动试飞数据归纳方法及在振动耐久试验中的应用

基于现有国军标和数理统计原理,给出了振动数据归纳流程中若干环节的具体实现方法,建立了周期振动和随机振动试飞数据归纳方法。通过选取具有代表性的实测振动数据样本,结合建立的归纳方法来获取振动耐久试验谱图,并以某进气道测量耙振动试飞为例,给出其具体实现方法。基于振动等效加速理论,以耐久试验谱图为等效标准,采用均方根为加速因子对试飞振动数据进行等效加速计算,得出各个飞行架次耙体振动等效时间,结果表明:不同架次振动等效时间差异大。振动数据归纳方法为振动试飞鉴定提供了重要的方法支持,振动耐久谱归纳方法和等效时间计算方法为获取飞机、发动机部件耐久试验条件提供了新的方法。

基于ANSYS的航空发动机测量耙模态分析法

研究了多型航空发动机测量耙的结构。在满足工程要求的前提下,合理简化三维模型,建立了基于ANSYS的航空发动机测量耙模态分析法。通过对两种典型的测量耙进行有限元模态分析,并与相应的扫频振动试验结果进行比较,结果表明:采用基于ANSYS的航空发动机测量耙模态分析法的计算结果较试验件扫频振动试验结果的误差不超过7%,低于工程可接受的误差要求,说明该方法的合理性,为新型测量耙的设计改进提供了重要依据。

复合结构航空测量耙振动应变测量试验研究

研究了配装航空发动机进气道的常规测量耙和新研复合结构测量耙的组成结构。针对某型新研复合结构航空测量耙,开展了振动应变测量试验与研究。研究结果表明:复合结构航空测量耙危险振型为Y向一阶弯曲模态,最大应变出现在耙体根部截面,最大应变值为688.96με(换算为应力即139 MPa),远小于耙体材料的屈服极限。说明新研复合结构航空测量耙设计合理有效,为该类测量耙的研制及改进提供了必要依据。

新型航空测量耙振动应力测量方案设计

研究了配装某型飞机发动机的新型复合结构航空测量耙的组成结构,使用ANSYS软件对其进行了模拟分析。基于有限元分析结果,对新型航空测量耙振动应力测量方案进行了设计,并对方案的有效性进行了评估分析。分析结果表明:方案设计拟定的各振动应力测点的最大拉压应力较对应截面的最大拉压应力的误差不超过2.5%,低于工程可接受的误差要求,说明新型航空测量耙振动应力测量方案设计合理有效。

航空发动机空气流量测量与计算方法研究

空气流量是航空发动机重要的控制参数,利用进气道测量耙获得发动机空气流量是目前国内外常用的方法之一。本文首先对进气道测量耙系统进行了分析和研究,建立了发动机空气流量与附面层位移厚度的数学模型及空气流量的误差数学模型;然后对空气流量测量误差的主要来源进行了分析研究;最后,在某型发动机的飞行试验中运用了本文的测量与计算方法。试验结果表明:本文提出的航空发动机空气流量测量与计算方法能较准确地获得空气流量值,具有很好的工程应用前景。

某型大尺寸进气道测量耙振动与应力相关性试验研究

为了解决应变计测量法在试飞中对测量耙应力难以监控的问题,对自行设计的某型大尺寸进气道测量耙进行振动试验,建立测量耙振动与应力的相关性,实现利用测量耙振动信息监视分析测量耙应力的目的。通过扫频和定频试验,得到了相应的振动和应变试验数据。通过试验数据分析,得到了耙的固有频率,并根据各测点应变与振动的相关性初步建立了耙的振动与应力之间的关系方程,为后续试飞中测量耙安全监控提供一定试验基础和依据。

空气流量组合测量耙的研制及试验

在某型发动机进口空气流量测量中,设计了一种组合测量耙,对发动机进口空气流场和附面层压力分布同时进行测量。组合测量耙的测点分布依据飞行台被试发动机附面层特性模拟计算结果,结构形式有效减少了测量耙的数量及安装空间。试验结果表明,利用组合测量耙测量数据计算的空气流量,与被试发动机理论设计的空气流量基本一致。介绍了组合测量耙的研制过程、附面层模拟计算、测量方案布局及试验结果,并例举出附面层测量结果及空气流量计算结果。

测量耙对小尺寸发动机性能影响的研究

采用燃气发生器法进行小尺寸涡喷/涡扇发动机性能评价时,测量耙对截面参数和喷管特性的准确获取存在影响,最终导致发动机标准净推力准确度降低。为了减小上述影响,降低标准净推力计算误差,讨论了测量耙对发动机共同工作的影响,分析了测量耙对发动机喷管性能的影响,并基于数值仿真研究带耙/无耙喷管特性、测量耙损失特性,结合测量耙后截面参数、带耙喷管特性,提出了降低测量耙影响的标准净推力修正方法。结果表明,当剔除其他因素修正时,仅采用本方法的带耙发动机推力与台架实测推力误差为4.75%,该方法为某小尺寸发动机飞行试验获取标准净推力计算提供技术支撑。

测量耙对尾喷管内流流场性能参数的影响

由于测量技术及传感器技术的限制,现有气动试验获得压力值的手段均为设置测量耙,尽管该方法使用历史悠久、测量准确,但依然难以满足航空发动机性能评价对于测量精度的要求。利用CFD技术研究喷管带/不带测耙时内流性能参数C_(f9)和C_(fg9)的变化说明测量耙对流场性能的影响,结果如下:固定几何的测耙对流场测量参数、计算参数的影响随着压比的增大而减小,其中推力修正系数相对误差最大不超过3.0%;带测耙流场云图类似于圆柱扰流,其损失区域明显可见;通过内流流场计算推力系数时应该采用P_(s9)/P_(t9),因为此时喷管出口欠膨胀。

基于谐响应分析的复合结构测量耙应力仿真

通过仿真获取航空测量耙在极端振动条件下的应力分布,是开展测量耙设计验证及优化改进的重要手段。以某复合结构测量耙为研究对象,建立三维有限元模型,开展谐响应分析,获取测量耙各主要振型的应力分布。通过与振动试验结果进行对比,验证仿真结果的准确性。结果表明:采用谐响应分析获取的复合结构测量耙最大应力与试验结果相对误差不超过7%,说明这种方法具有较强的工程实用性。

进气道AIP面测压装置加装方案研究

针对进气道/发动机相容性试飞中AIP上测量装置加装而引起过渡段变形问题,建立了过渡段径向形状变化评价指标并应用于工程计算,对比分析了过渡段上开孔、加装静压座、总压测量耙加装对过渡段径向尺寸的影响。结果表明:过渡段AIP面上加装测压装置使得过渡段径向尺寸偏离设计值及标准圆;焊接静压座会使过渡段径向尺寸发生较为明显变形,而铆接静压座则影响相对较小;总压测量耙采用两端约束的方案不会对过渡段径向尺寸造成较为严重的影响,但会有效地抑制测量耙的振动幅值。该结果已经应用于工程中,优化了测压装置加装方案。

单体液压支柱活柱体精加工切削优化

本文对27SiMn单体液压支柱体的精加工进行了实研研充,优选出了最优刀具材料、最佳刀具几何参数及较为合理的切削用量。