【摘 要】
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针对小样本无失效寿命试验数据可靠性问题提出了评估模型.模型采用Bayes理论构造服从原始样本的抽样函数,结合Bootstrap法生成大量服从抽样函数的随机数作为增广样本,再通过最佳线性不变估计法分析原始样本及增广样本得到Weibull分布双参数估计值作为可靠性评估结果.通过Monte-Carlo法仿真生成服从Weibull分布的随机数,分别采用该模型、配分布曲线法及现有Bayes理论对此随机数做评估,对比发现:该模型得到的参数估计较现有Bayes理论和配分布曲线法更接近Weibull双参数真值,且形状参数
【机 构】
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上海大学机电工程与自动化学院,上海200444;中国人民解放军陆军装备部驻上海地区航空军事代表室,上海200233
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针对小样本无失效寿命试验数据可靠性问题提出了评估模型.模型采用Bayes理论构造服从原始样本的抽样函数,结合Bootstrap法生成大量服从抽样函数的随机数作为增广样本,再通过最佳线性不变估计法分析原始样本及增广样本得到Weibull分布双参数估计值作为可靠性评估结果.通过Monte-Carlo法仿真生成服从Weibull分布的随机数,分别采用该模型、配分布曲线法及现有Bayes理论对此随机数做评估,对比发现:该模型得到的参数估计较现有Bayes理论和配分布曲线法更接近Weibull双参数真值,且形状参数和尺度参数估计值的相对误差均低于10％,验证了模型分析小样本无失效数据进行可靠性评估的可行性.借助文献实例对模型进行分析,对比得出模型能得到较现有Bayes理论和配分布曲线法更符合工程实际的评估结果;模型在小样本情况下的双侧可靠度置信区间长度低于现有Bayes理论和配分布曲线法,有效提高了小样本无失效数据可靠性评估精度.
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以开展某型飞机螺旋桨气动力和气动噪声研究为目的 ,结合5.5m×4m航空声学风洞实际,设计了一套动力模拟试验系统.该系统以300 kW高功率密度永磁电动机为核心,通过配套相应的电源、驱动、控制、支撑等,实现了大尺度螺旋桨的动力模拟,并开展了相关试验验证.结果 表明:该系统额定转速和转矩分别高达5000 r/min和573 N·m、转速控制精度优于±0.5 r/min,且具有较低的自身噪声级和良好的电磁兼容性能,拉力系数试验重复性精度优于0.0007等.该系统的建立能有效地满足大尺度飞机螺旋桨相关风洞试验研
提出了一种高速飞行条件下兼具防热减阻的凹腔槽道气动构型,建立了凹腔深宽比为1,槽道高度分别为0、10、20、30、40 mm的凹腔槽道构型,以及槽道入口高度固定为30 mm,出口高度分别为35、40、45、50 mm的扩张型凹腔槽道构型.采用求解Navier-Stokes(N-S)方程方法进行计算,获得了不同算例的鼻锥外壁面热流密度分布以及构型阻力系数的变化情况,分析了凹腔槽道构型参数对气动热与气动力性能的影响.数值结果表明凹腔槽道构型能够达到预期的防热减阻效果.较优构型(槽道进出口高度比为30/50)的
二冲程航空活塞发动机的换气过程直接影响燃烧效果和发动机性能,以某二冲程航空活塞发动机为例,建立仿真模型,基于动力性能、经济性能、扫气性能进行多目标优化,对扫气道、排气道结构参数的不同组合优化分析.另外,还对不同海拔工况点下(转速为5600 r/min,100％节气门开度)的气道结构参数进行优化.结论 表明:使用NSGA-Ⅱ算法对发动机气道结构的优化可以有效提高扫气效率和功率,优化后(转速为5600 r/min)分别为0.841 kW和2.712 kW,燃油消耗率降低22.08 g/(kW.h);另外,在不
对涡轴发动机高空模拟试验性能处理方法作了研究,利用小偏差和传统的相似换算理论研究了涡轴发动机轴功率计算方法,推导出了环境模拟小偏差条件下的轴功率计算公式.试验结果表明:在小偏差条件下,该计算方法得到的误差比相似换算的误差低0.2％～0.6％.给出了小偏差条件下的换算轴功率公式和不确定度计算公式.该轴功率计算方法和不确定度计算方法可以为相关工程技术人员提供技术参考.
由于飞翼布局飞行器取消了垂尾,其航向控制困难.为辅助和优化航向控制,基于射流控制技术设计了多种激励方案.设计并制作了航向射流控制激励器,通过风洞测力实验和二维数值模拟,对各方案的控制效果和作用机理进行分析,并选取出最优控制方案.研究结果表明:相同射流动量系数下,产生阻力比施加推力更容易获得偏航力矩.当激励开启后,射流包含与来流相逆的分量越多,与来流作用越明显,形成的分离区越大,控制效果越好.其中前对称吹气为最优控制方案,可以产生约70°阻力舵偏转效果,且力矩耦合程度较小.
为研究低压条件下氢氧喷注间距及液滴粒径对氢氧火炬式电点火器燃烧流动的影响规律,结合DPM离散相模型,采用6组分16步氢氧反应机理,选取考虑湍流燃烧效应的涡耗散概念燃烧模型进行仿真计算,并将结果与试验结果进行比对,温度结果符合得较好,压强计算偏差在5％以内,验证了仿真模型的准确性.仿真结果表明:低压条件下,氢氧喷注间距增加时,点火器头部内壁温度升高,室压降低,燃烧长度缩短;液氢液滴直径增大时,点火器头部内壁温度升高,室压降低,燃烧长度变长;改变液氧液滴直径对点火器燃烧流动影响较小.
针对旋转爆震发动机(RDE)壁面的高热负荷问题,开展旋转爆震发动机燃烧室壁面气膜冷却的数值仿真,探究气膜出流与爆震波、斜激波和燃烧室流场之间的相互作用以及气膜对壁面的冷却特性.研究结果表明:爆震波对气膜的压缩和冷却孔的堵塞作用明显,气膜对爆震波整体的传播特性影响较小.受爆震波和燃烧室流场的影响,气膜出流存在周期性的摆动情况,这在一定程度上影响了壁面的冷却效果.在爆震波覆盖的壁面区域,峰值壁温下降程度有限,但时均壁温的降幅超过26.9％;在斜激波覆盖区域,随着冷气量的增加,峰值壁温和时均壁温的降幅超过32.
在真实密度比条件下对单排和三排的扇形气膜孔的传热和流阻特性进行了实验研究.采用压敏漆(PSP)技术对单/三排定出口宽度的扇形孔进行风洞实验,研究了在真实密度比条件下不同孔形参数的扇形气膜孔的传热和流阻特性的差异,得到了不同孔形参数的扇形孔出现冷气射流吹离热侧壁面的大致临界吹风比以及实现展向平均气膜冷却效率最高的孔型结构参数.实验结果表明:在所研究的孔形参数范围内,扇形孔在吹风比小于1.5时没有出现冷气射流吹离壁面的现象,且倾斜角为20°、扩散角为15°的扇形孔的气膜冷却性能最好;而当吹风比为2.0时则出现
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以给定冷却工质质量流速下系统所能承受的最大热流表征冷却能力,对影响发散冷却系统冷却能力的主要因素进行了数值研究.理论分析和数值计算结果表明:发散冷却的冷却能力受冷却工质的吸热能力和冷却工质与固体骨架之间的换热能力共同制约.在小冷却工质质量流速下,发散冷却系统的冷却能力主要取决于冷却工质吸热能力,而随着冷却工质质量流速的增加,流固换热能力则逐渐成为决定冷却能力的主要因素,进而导致固体热导率和冷却工质比热容对发散冷却系统冷却能力的影响在不同冷却工质质量流速下存在显著差异.