H2/RP-3航空煤油混合燃料着火特性研究

实现碳氢燃料的快速点火与稳定燃烧是超燃冲压发动机研制过程中必须解决的关键问题。在航空煤油中添加乙醇燃料,利用乙醇热分解得到氢气等可燃小分子气体来改善燃烧过程是达到促进航空煤油着火与燃烧稳定的有效手段。选取正癸烷、甲苯、丙基环己烷三组份混合燃料作为RP-3航空煤油的模拟替代燃料,构建了其燃烧反应机理;并对该机理进行了验证。为揭示氢气对RP-3航空煤油着火特性的影响,构建了RP-3航空煤油/氢气混合燃料的燃烧反应机理;并对该机理进行了验证。同时,采用该燃烧反应机理分析了多工况下掺氢比对RP-3航空煤油着火特性的影响。结果表明,采用正癸烷、甲苯、丙基环己烷三组份混合燃料的燃烧反应机理计算得到的着火延迟时间与相应工况下RP-3航空煤油着火延迟时间的试验数据吻合良好;多工况下氢气添加能够提升RP-3航空煤油/氢气混合气活性,缩短着火延迟时间,促进燃料着火;同时,随着混合气中掺氢比的升高,混合气的着火延迟时间逐渐缩短。

先进树脂基复合材料在航空发动机上的应用及研究进展

随着先进树脂基复合材料在航空发动机上用量的增加和应用范围的扩大,航空发动机部件对材料本身的性能要求也越来越高。从不同种类树脂基体方面综述了近些年航空发动机各部件上先进树脂基复合材料的应用和耐高温性能的研究进展情况,提出了未来的可能发展趋势。

进气温度对航空发动机燃烧室辐射换热的影响

为了解燃烧室内火焰辐射换热特性,建立了某型航空发动机燃烧室计算模型,利用数值模拟方法,研究了不同进气温度下燃烧室内燃气温度、碳黑粒子生成及分布变化对燃烧室辐射热流量和火焰筒壁温的影响。研究结果表明:随着进气温度的升高,燃气温度升高,碳黑粒子质量分数增大,且高温区和碳黑粒子生成区均往前移;火焰筒壁温急剧升高,高温区集中在燃烧室中间段和掺混段,主燃区火焰筒壁温相对较低;辐射热流量不断增加,由3245 W增加到8674 W,辐射热流量主要受燃气辐射特性影响。

基于改进GA算法优化RBF网络的航空发动机叶片损伤图像识别

通过对航空发动机叶片损伤图像进行识别,可以快速准确地发现叶片损伤状况,有利于对故障进行及时有效的预测。本文对损伤图像进行分割,提取损伤图像特征参数,采用改进GA算法优化RBF网络参数的方法建立航空发动机叶片损伤图像识别模型,对损伤图像特征参数样本进行仿真实验,识别正确率为93.33%,同时与单一RBF网络模型识别结果进行对比分析,结果表明该方法更加优越有效。

基于机器视觉的航空导管检测方法

航空导管被广泛应用于油、水、气等非腐蚀性或腐蚀性介质的传输,因此,其端头接口型面的加工质量检测十分重要。采用线结构光视觉测量技术对航空导管端头的三维型面进行非接触式精确测量,设计检测系统实现航空导管端头三维建模及其误差分析。实验结果表明所建系统在满足检测精度的前提下,一次检测小于30 s,导管角度精度优于0.5°,提高了检测效率与精度。

某型航空发动机导向器的热-结构耦合分析

根据温度场分段插值方法对某型航空发动机导向器结构进行了温度场求解,并利用得到的温度场对导向器模型及1/72扇区模型展开了热-结构耦合分析,通过结构模态分析和应力计算,得到了该型涡轮导向器的振动特性和工作状态下的热应力分布情况,对计算结果进行进一步分析,验证了计算结果的合理性。

航空发动机装配技术的应用及其发展趋势

航空发动机装配是整个发动机研制过程中的龙头,是制造过程的必要组成部分,装配工艺水平和装配质量决定发动机的可靠性、寿命及主要性能参数。装配是航空发动机制造中的最终阶段,同时也是质量问题最多的阶段。传统的航空发动机装配基本都采用纸质的图纸和工艺文件。由于人工装配、检测等人为因素的诸多限制使航空发动机的装配精度难以达到标准,无法保证装配质量。为了有效的解决这一问题,引入了数字化柔性装配技术。本文通过系统的介绍航空发动机在装配过程中应用的技术及其未来的发展趋势,加深对航空发动机装配这一工艺的认识,为推动发展国家航空事业贡献力量。

航空发动机叶片及其发展趋势

航空发动机通过叶片高速旋转完成对气体的压缩、膨胀进而产生强大的推力来驱动飞机飞行,因此叶片是航空发动机上最重要的零件。本文通过系统的介绍叶片的结构及分类、安装、发展现状及其未来的发展趋势,加深了对航空发动机叶片的认识,进而为推动我国航空事业的发展作出贡献。

航空煤油HiTAC燃烧特性的数值分析

采用合理的气-雾两相流流动、混合、燃烧、传热和NOx生成数学模型,对模型燃烧室内航空煤油的高温空气燃烧(HiTAC)特性进行了CFD数值模拟。数值模拟结果表明:通过合理组织燃烧,能使航空煤油实现HiTAC燃烧特性。燃烧室内温度梯度明显降低;燃烧温度场趋于均匀;有效降低污染物NOx的排放。计算结果与相同条件下的重油HiTAC燃烧试验结果有相同规律。

航空发动机离心通风器分离机理仿真分析

本文以航空发动机离心通风器为研究对象,利用Fluent中的DPM模型,对其各个结构段的分离效率进行了计算。通过统计不同工况下的离心通风器的分离效率和流动参数的分布,分析各个结构段中的分离机理。结果表明:进口段的分离机理主要是惯性分离,叶轮段的分离机理主要是离心分离,出口段的分离机理主要是湍流弥散。

基于航空发动机转子试验器的碰摩特征测试

利用航空发动机转子试验器模拟不同部位的碰摩,测试获得碰摩时机匣的加速度响应信号,并与无碰摩时机匣加速度时、频域波形进行对比。测试结果表明,航空发动机叶盘结构的转子—机匣碰摩时,其加速度信号具有冲击、调幅特征,即在碰摩频率及其整数倍频附近存在边频带,其边频宽度为旋转频率。同时,与无碰摩状态相比,在低频段时碰摩特征主要表现为转频及其倍频分量,且倍频分量更加突出。

不同载荷作用下航空发动机前支承动刚度的有限元计算

目前航空发动机转子支承结构的动刚度计算不准确,严重影响转子动力特性计算结果的准确性。为此建立不同的转子支承结构三维模型,分别施加分布载荷和集中载荷并用有限元软件对其进行频率响应计算,再由所得位移曲线求出相应的动刚度曲线,然后进行对比分析。得出分布载荷的施加方法更符合实际发动机转子支承结构的受力情况,计算动刚度结果更加准确。最后给出一个求某型航空发动机前支承处动刚度的算例。所采用的计算方法和得到的结果对发动机转子支承结构的动刚度计算具有一定的参考价值。

航空发动机尾喷管及其发展趋势

尾喷管又名喷管、排气喷管或推力喷管是喷气式飞机的发动机的重要组成部分之一,其主要作用是将飞机燃烧室燃烧后的产物喷射出去,一方面起到排除废气的作用,并一方面喷射时产生的反作用力来推动飞机,为飞行提供一部分动力。本文通过系统的介绍尾喷管的分类、作用、性能指标、发展现状及其未来的发展趋势,加深对尾喷管这一部件的认识,为推动我国航空事业的发展作出贡献。

航空燃气涡轮及其发展趋势

涡轮作为航空发动机的核心部件之一,由旋转的动叶和静止的静叶组成,位于燃烧室和尾喷管之间。其作用是将燃烧室喷出的高温、高压燃气热能转变为涡轮轴上的机械能,以带动进气道风扇、压气机、螺旋桨等附件。本文通过系统的介绍航空涡轮的分类、性能指标、现状及未来发展趋势,加深对涡轮部件的研究,推动我国航空发动机事业的发展。

人机工程仿真技术在飞机零组件装配中的应用

随着飞机零组件装配逐渐由刚性装配变为柔性装配,装配流程的不合理问题日渐突出。在保证零组件装配工艺全面性的基础上,引入人机工程仿真来解决这个问题。通过介绍DELMIA人机仿真机理,利用DELMIA人机仿真模块建立人体模型。以某机型垂尾右壁板刚性装配需要为例,建立人机仿真评价过程,详细阐述人机仿真技术在刚性装配与柔性装配中的应用。

学部制下提升高校学生核心就业能力的有效途径研究

高校学部制下办学,可以更广领域和更宽视野来审视我们的高校专业教育,既要考虑社会的现实需求,也要考虑未来社会对人才的要求;既要考虑学生的就业,也要兼顾学生发展潜力和应对未来世界挑战的核心竞争能力。在学部制办学背景下,探讨如何利用学部优势,提升包括大学生学习能力、创新能力上岗能力等核心就业能力,全方位的培养具有复合型知识结构和能力结构,核心竞争力强的厚基础、宽口径复合型人才。

RP-3航空煤油着火特性的实验

在化学激波管中利用反射激波着火，采用壁面压力与OH自发光作为着火指示信号，测量了着火温度范围为11。0～1600K，压力为0．1，0．2，0．3MPa，当量比为0．5，1．0，1．5时RP-3航空煤油／氧气／氩气混合气的着火延迟时间，分析了着火温度、压力以及当量比对混合气着火延迟时间的影响，并拟合得到了不同压力与当量比下混合气着火延迟时间的Arrhenius关系式．结果表明：在不同压力与当量比下，混合气的着火延迟时间的对数与着火温度的倒数呈线性关系，同时，随着着火温度与压力的升高以及混合气当量比的降低，着火延迟时间逐渐缩短．

搅拌头形状对回填式搅拌摩擦点焊过程中材料流动行为的影响

以LY12铝合金为研究对象,对常规搅拌头作用下的回填式搅拌摩擦点焊的材料流动规律进行数值模拟,并利用焊点的宏观形貌与显微组织进行试验验证;讨论不同搅拌头形状对材料流动行为的影响。结果表明:材料的高速流动区域主要位于套筒内外壁附近;流动速度值在外壁凹槽处出现最大值,且随着离套筒壁距离的增加而减小。流动规律的模拟结果由位于焊点中心的中间较宽、两端较窄的韧带与焊点内部不同区域晶粒的不同所证实。从减小焊点内韧带宽度的角度考虑,双凹槽搅拌头优于常规搅拌头、小槽宽搅拌头和大直径搅拌头。

搅拌头旋转频率对静止轴肩搅拌摩擦焊接头力学性能的影响规律

利用自行设计的静止轴肩装置对6005A-T6铝合金进行了静止轴肩搅拌摩擦焊的试验研究.结果表明,当焊接速度为200 mm/min时,表面光滑且无缺陷的焊接接头抗拉强度与断后伸长率随着搅拌头旋转频率的增加呈现先增加后减小的趋势;焊接接头的正背弯180°无裂纹;当旋转频率为1 800 r/min时,抗拉强度达到最大值234MPa,接头强度系数达到79%.静止轴肩搅拌摩擦焊接头的显微维氏硬度呈W形分布,最小值出现在前进侧的热影响区;接头的软化程度随搅拌头旋转频率的增加而增加.焊接接头的断裂位置位于热力影响区,断口呈韧性断裂.

基于滚动时域的无人机空战决策专家系统

针对专家系统法在空战应用中存在适应性差的缺陷,提出了一种基于滚动时域控制(RHC)的机动决策算法对空战机动决策专家系统进行改进.首先,系统地分析了在专家系统空战机动决策中的最优控制问题,完成了机动决策最优控制模型系统状态方程的建立、控制约束的设计以及指标函数的建立.在此基础上,根据滚动时域法原理,将整个空战过程分解为若干有限时域,并在每个时域内将空战机动决策问题视为初始条件不断更新的专家系统机动决策最优控制模型的求解,反复进行直到空战结束.仿真结果表明,在专家系统法失效的情况下,通过求解专家系统空战机动决策滚动时域最优控制模型,无人机能够快速地进行有效的机动决策.