航空发动机仿真测试方案
挑战
发动机是飞机的心脏，其性能对飞机的发展有着至关重要的影响。由于安全性、经济性和可靠性等原因，在实际发动机上进行实验一般比较困难，而较多的是在实验室设备上进行试验。但是，对于新型的发动机的开发及测试，如发动机供油系统的测试，以及控制系统的测试，基于传统实验测试台架，既无法实现系统部件的性能测试，更无法在闭环的动态环境下进行控制系统综合性能的测试，这样使得开发过程中缺乏必要的测试和验证手段，将会给型号的研发过程造成不可预计的障碍。
基于上述客观条件的限制，提出建设发动机系统设计建模、仿真分析、动态测试和综合验证的一体化设计、分析和验证环境，通过一维离线仿真、半物理实时仿真、三维仿真等对发动机系统进行充分的功能和性能测试，以便在设计阶段就发现和解决潜在的问题与缺陷，减少实机测试和实验次数，缩短型号研发周期，从而节省开发费用、提高工作效率和产品可靠性。
解决方案
针对飞机发动机系统从设计开发到试验验证全过程的解决方案，能够设计飞机发动机系统的整体架构、仿真分析和验证发动机系统的功能和性能需求。解决方案的整体框架如下图所示。
解决方案框架
在管理计算机中，部署了多学科系统设计分析工具PROOSIS及专业的TURBO模型库，TURBO 库中包含超过70个发动机专业元件，如进气道、压气机、燃烧室、涡轮及喷管等，可用于建立涡喷、涡扇、涡轴、涡桨等各种发动机系统的模型，并进行参数化、敏感度分析、优化计算；设计点、非设计点计算；稳态、瞬态计算等，协助进行系统研发初期的动态性能指标确定并作为半实物仿真的环控系统对象模型。PROOSIS完美的多学科耦合分析，可以在同一个模型中综合分析控制、机械、电气、液压等耦合状况；
从而使得用户可以将发动机的热力循环过程、控制系统、燃油和冷却系统的液力过程、电气系统等综合在同一个模型中进行综合分析，符合航发的技术方向。
发动机系统模型
利用PROOSIS的Simulink接口，可将整个发动机系统模型导出MATLAB/Simulink直接使用。同时，PROOSIS可以自动生成C++代码，可以脱离工具本身的环境运行，因此可以无障碍地进行基于HiGale、NI或Concurrent的半实物仿真。
模型生成到simulink
经过转换后的Simulink模型下载到iHawk仿真机，可用于发动机系统的控制算法的设计与验证，同时还用于后期开发时对发动机控制器实物的测试、验证及系统故障的模拟，从而为发动机系统开发全过程提供从算法到实物的研究、设计与验证平台。通过PROOSIS的离线仿真、结合实时仿真等，可以确定飞机发动机系统的整体架构和具体的控制参数。基于总体架构，可以建立整个发动机的三维模型，通过三维仿真等对发动机系统进行详细的设计、验证。
总结
基于恒润科技提供的飞机发动机系统设计解决方案，可以完成飞机发动机系统的架构设计、控制器设计、功能及性能评估，从而在实机测试或试飞测试前就能够设计出一套完善的发动机系统，尽可能多地通过虚拟测试消除潜在的隐患。
航空发动机强度与振动课程设计报告 题目及要求 题目基于 ANSYS 的叶片强度与振动分析 1.叶片模型 研究对象为压气机叶片，叶片所用材料为 TC4 钛合 金，相关参数如下： 材料密度：4400kg/m3弹性模量：1.09*1011Pa 泊松比： 0.34 屈服应力：820Mpa 叶片模型如图 1 所示。把叶片简化为根部固装的等截
面悬臂梁。叶型由叶背和叶盆两条曲线组成，可由每条曲 线上 4 个点通过 spline（样条曲线）功能生成，各点位置 如图 2 所示，其坐标如表 1 所示。 注：叶片尾缘过薄，可以对尾缘进行修改，设置一定的圆角 2.叶片的静力分析 （1）叶片在转速为 1500rad/s 下的静力分析。 要求：得到 von Mises 等效应力分布图，对叶片应力分布进行分析说明。并计算叶片的安全系数，进行强度校核。 3.叶片的振动分析 （1）叶片静频计算与分析 要求：给出 1 到 6 阶的叶片振型图，并说明其对应振动类型。
（2）叶片动频计算与分析 要求：列表给出叶片在转速为 500rad/s，1000rad/s,1500rad/s, 2000rad/s 下的动频值。 （3）共振分析 要求：根据前面的计算结果，做出叶片共振图（或称 Campbell 图），找出叶片的共振点及共振转速。因为叶片一弯、二弯、一扭振动比较危险，故只对这些情况进行共振分析。 3. 按要求撰写课程设计报告 说明：网格划分必须保证结果具有一定精度。各输出结果图形必须用ANSYS 的图片输出功能，不允许截图，即图片背景不能为黑色。 课程设计报告 基于 ANSYS 的叶片强度与振动分析1. ANSYS 有限元分析的一般步骤 （1）前处理 前处理的目的是建立一个符合实际情况的结构有限元模型。在Preprocessor 处理器中进行。包括：分析环境设置（指定分析工作名称、分析标题）、定义单元类型、定义实常数、定义材料属性（如线弹性材料的弹性模量、泊松比、密度）、建立几何模型（一般用自底向上建模：先定义关键点，由这些点连成线，由线组成面，再由线形
航空发动机试验测试技术 航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与 强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和 系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机 其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很 高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时 的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。试验测试技术是发展先进航空发动机的 关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部 件和整机性能的重要判定条件。因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。 从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验， 一般也将全台发动机的试验称为试车。部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面 叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组 件的强度、振动试验等。整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试 验等。下面详细介绍几种试验。 1进气道试验 研究飞行器进气道性能的风洞试验。一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主 要是验证和修改初步设计的进气道静特性。然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的 缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。进气道与发动机是共同工作的，在不同状 态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。实现相容目前主要依靠 进气道与发动机联合试验。 2，压气机试验 对压气机性能进行的试验。压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性 参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出 不足之处，便于修改、完善设计。压气机试验可分为： (1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。 (2)全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台上测取压气机特性，确定稳定工作边界，研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进行的试验。 (3)在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机，主要包括部件间的匹配和进行一些特种试验，如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系统试验等。 3，燃烧室试验 在专门的燃烧室试验设备上，模拟发动机燃烧室的进口气流条件(压力、温度、流量) 所进行的各种试验。主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、加速性、出 口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等。 由于燃烧室中发生的物理化学过程十分复杂，目前还没有一套精确的设计计算方法。因此，燃烧室的研制和发展主要靠大量试验来完成。根据试验目的，在不同试验器上，采 用不同的模拟准则，进行多次反复试验并进行修改调整，以满足设计要求，因此燃烧室试 验对新机研制或改进改型是必不可少的关键性试验。
仿真测试系统 系统概述 FireBlade系统仿真测试平台基于用户实用角度，能够辅助进行系统方案验证、调试环境构建、子系统联调联试、设计验证及测试，推进了半实物仿真的理论应用，并提出了虚拟设备这一具有优秀实践性的设计思想，在航电领域获得了广泛关注和好评 由于仿真技术本身具备一定的验证功能，因此与现有的测试技术有相当的可交融性。在航电设备的研制和测试过程中，都必须有仿真技术的支持：利用仿真技术，可根据系统设计方案快速构建系统原型，进行设计方案的验证；利用仿真验证成果，可在系统开发阶段进行产品调试；通过仿真功能，还可对与系统开发进度不一致的子系统进行模拟测试等。 针对航电设备产品结构和研制周期的特殊性，需要建立可以兼顾系统方案验证、调试环境构建、子系统联调联试、设计验证及测试的系统仿真平台。即以半实物仿真为基础，综合系统验证、系统测试、设备调试和快速原型等多种功能的硬件平台和软件环境。 目前，众多研发单位都在思索着如何应对航电设备研制工作日益复杂的情况。如何采取高效的工程技术手段，来保证系统验证的正确性和有效性，是航电设备系统工程的重要研究内容之一，FireBlade 系统仿真测试平台正是在这种大环境下应运而生的。 在航电设备研制工程中的定位设备可被认为是航电设备研制工程中的终端输出，其质量的高低直接关系到整个航电设备系统工程目标能否实现。在传统的系统验证过程中，地面综合测试是主要的验证手段，然而，它首先要求必须完成所有分系统的研制总装，才能进行综合测试。如果能够结合面向设备的仿真手段，则可以解决因部分设备未赶上研发进度导致综合测试时间延长的问题。在以往的开发周期中，面向设备的仿真技术并没有真正得到重视： （1）仿真技术的应用主要集中在单个测试对象上，并且缺乏对对象共性的重用； （2）仿真技术缺乏对复杂环境与测试对象的模拟； （3）仿真技术的应用缺乏系统性，比如各个阶段中仿真应用成果没有实现共享，
发动机强度与振动 第一章课后作业 学号：姓名： 1.1 简要解释下列名词术语： （1）弯矩补偿 弯矩补偿：在叶片设计时，通过离心力弯矩来抵消一部分气动力弯矩，使叶片截面上的合成弯矩最小或达到某一数值，以减小叶片截面上的总弯曲应力值。 （2）自然补偿 自然补偿：弯曲变形后，截面重心偏离，形成附加弯矩，使离心弯矩对气动弯矩的补偿作用加大，也称附加补偿为自然补偿。 （3）罩量调整 罩量调整：罩量是叶片各截面重心相对于Z轴的偏移量；以根部截面为调整对象，对罩量进行调整为罩量调整。调整需考虑的因素有气动状态、加工和安装等。 1.2 简要回答下列问题： （1）发动机工作中转子叶片受哪些负荷？ 离心力、气动力、热应力、交变载荷、随机载荷 （2）转子叶片应力计算中，至少应考虑哪些工作状态？ 最大气动状态，H=0, Ma＝M max，n＝n max 最小气动状态，H=H max, n＝n额定或n巡航 最高温度状态，T=Tmax 地面试车, 即设计状态，H=0, Ma＝0， n＝ n max （3）航空发动机转子叶片截面上承受什么弯矩？通常采用什么方法来降低截面上的弯曲应力？ 气动力弯矩和离心力弯矩；采用弯矩补偿降低截面上的弯曲应力。 （4）离心补偿，或称弯曲补偿，在转子叶片设计中如何实现？补偿系数如何确定？ 使气动力弯矩和离心弯矩作用方向相反，从而减小合成弯矩。 补偿系数为0.2至0.8，应根据叶片在最常应用的工况和最危险工况下进行离心补偿设计，选择补偿系数还应考虑其他工况，以避免叶片出现过补偿现象。 （5）试用图说明在同一转子上压气机和涡轮转子叶片各截面的重心分布规律(沿周向及轴
向)，并阐述其原因。 压气机 压气机对气体做功，受到的气动弯矩与航向相反，则，离心弯矩应与航向相同，故重心向左。 受到的气动弯矩与转向相反，则，离心弯矩应与转向向相同，故重心向左。 涡轮 气体对涡轮做功，涡轮叶片受到的气动力弯矩与航向相同，则离心弯矩应与航向相反，所以涡轮叶 片重心向右。 气体对涡轮做功，涡轮叶片受到的气动力弯矩与转子旋向相同，则离心弯矩应与旋向相反，所以涡轮叶片重心向右。 （6）转子叶片的叶型截面上，通常何处应力最大？为什么？ 转子叶片叶根部位应力最大，因为叶根部位承受的离心力和弯矩均最大。 （7）长而薄的转子叶片，其弯曲变形对叶片应力有何影响？ 弯曲变形后，截面重心偏离，形成附加弯矩，使离心弯矩对气动弯矩的补偿作用加大，也称附加补偿为自然补偿。 0,0y x ≥≤0, 0y x ≤≥
ARTICLES 学术论文 引言 航空发动机的设计、材料与制造技术对于航空工业的发展起着关键性的作用，先进的航空动力是体现一个国家科技水平、军事实力和综合国力的重要标志之一。随着航空科技的迅速发展，面对不断提高的国防建设要求，航空发动机必须满足超高速、高空、长航时、超远航程的新一代飞机的需求。 近年来，航空工业发达国家都在研制高性能航空发动机上投入了大量的资金和人力，实施一系列技术开发和验证计划，如“先进战术战斗机发动机计划（ATFE ）”、“综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET ）计划”及后续的VAATE 计划、英法合作军用发动机技术计划（AMET ）等。在这些计划的支持下，美国的F119、欧洲的 EJ200、法国的M88和俄罗斯的AL-41F 等推重比10 一级发动机陆续问世。 为了提高发动机的可靠性和推力，先进高性能发动机采用了大量新材料，且结构越来越复杂，加工精度要求越来越高，对制造工艺提出了更高的要求。而且，在新一代航空发动机性能的提高中，制造技术与材料的贡献率为 50%~70%，在发动机减重方面，制造技术和材料的贡献率占70%~80%，这也充分表明先进的材料和工艺是航空发动机实现减重、增效、改善性能的关键。 1 航空发动机的材料、结构及工艺特点 在提高发动机可靠性和维护性的同时，为了提高发动机的推力和推重比，航空发动机普遍采用轻量化、整体化结构，如整体叶盘、叶环结构。钛合金、镍基高温合金，以及比强度高、比模量大、抗疲劳性能好的树脂基复合材 先进航空发动机关键制造技术研究 黄维，黄春峰，王永明，陈建民 （中国燃气涡轮研究院，四川 江油 621703） Key manufacturing technology research of advanced aero-engine HUANG Wei ，HUANG Chun-feng ，WANG Yong-ming ，CHEN Jian-min （China Gas Turbine Establishment ，Jiangyou 621703，China ） Abstract ：This paper describes the features of aero-engine material ，structure and technology ，and then ，development status and trend of key manufacturing technology for advanced aero-engine was analyzed. Finally ，the development of advanced aero-engine manufacturing technology in China is introduced and some proposals are put forward. Key Words ： aero-engine ，manufacturing ，summarization 作者简介： 黄维（1982—），男，四川仁寿人，中国燃气涡轮研究院助理工程师，主要从事工艺技术研究。E-mail ：huangwei611@https://www.doczj.com/doc/6c1860517.html,
航空发动机故障诊断方法及测试流程分析 航空发动机是飞机最重要的组成部分，是一种高度复杂和精密的热力机械，作为航空业的主要组成，素有“工业之花”的称誉。因为航空发动机是飞机的动力来源，因此在飞行过程中一旦发动机产生故障会严重影响飞机的系统运行及飞行安全。文章中通过对航空发动机故障诊断方式进行介绍，其中主要包括信号诊断和智能检测诊断。文中系统的对航空发动机故障诊断流程进行阐述，明确航空发动机故障后应该如何进行操作，以保障飞机系统的顺利运行。 标签：航空发动机；故障诊断；测试 前言 目前我国航空发动机可以分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压发动机等。航空发动机具有结构高度复杂、零件多的特点。因此，在日常的运行中需要对发动机进行诊断和维护。对于发动机产生故障监测需要具有专业的、系统的诊断及工作流程，才能保证航空发动机的正常运行。同时航空发动机测试设备需要在耐高温、高压、高负荷等极端环境下准确测试发动机性能。由此不难看出，航空发动机的故障诊断及测试流程的重要性。 1 航空发动机故障诊断方法 1.1 信号诊断方法 信号诊断是航空发动机故障诊断的主要方式，主要是建立I/O信号模型，通过信号幅度，信号频率等对航空发动机进行故障诊断。在航空发动机信号故障诊断中可以PCA分析法对故障进行分析[1]。PCA信号诊断方法主要是通过将实际信号与标准信号进行对比诊断，通过与参照信号数据之间的对比差异来显示当前航空发动机中是否存在问题。具体分析方法为：首先，建立正常航空发动机状态下的PCA数据模型[2]。其次，当航空发动机产生故障时信号与数据模型对比产生异常，在将航空发动机故障信息通过数据总线传出。最后，通过PCA数据分析，分析航空发动机产生故障的部位。信号诊断中还可以采用小波变换诊断方式对故障进行诊断。小波变换诊断方式主要是通过信号波动进行诊断，将产生非稳定状态下的小波动转换为数据信号，在通过输入变换端中的异常部位检查波段中异常点的位置，从而对故障点进行诊断。此外，在信号诊断中还可以采用δ算子分析法对航空发动机故障进行诊断[3]。此方法主要是利用δ 算子在特定的空间内构造出的最小投影向量集的方式进行诊断，其中特定空间主要是指Hibert空间。通过将完整的格形的滤波器，将误差向量与首位元素之间进行残差的比较。同时应用降噪技术的配合来实现故障噪音敏感检测，从而诊断航空發动机故障发生点。 1.2 智能检测方法
广域网仿真方案 目录 一概述 (2) 二应用模式 (2) 三部署方式 (4) 四功能以及具体参数 (5) 附录：产品组件 (8)
一概述 Shunra公司的网络仿真仪是一款功能强大，应用广泛灵活的广域网仿真工具。它可以在测试实验室中模拟出广域网的各种特征，使企业或组织可以精确地评估任何分布式应用在广域网上的功能、稳定性、兼容性和适应性，同时具备应用分析功能，方便容易的分析出应用和网络之间的关系。 图1：VE 硬件设备 二应用模式 SHUNRA仿真仪在我们实验室网络中可以有以下应用模式。 检验私有协议的功能和性能 通信协议的开发必须要考虑协议运行的网络情况，其一是网络存在一定损伤时协议的有效性问题，其二是协议在各种网络环境下运行的性能问题。有些参数是需要反复调节，综合各方面情况，才能将协议最优化的。SHUNRA仿真仪所起的作用就是提供给开发这所需的各种网络环境，让开发者在这些网络上实际运行协议过程，不断调优参数。达到最佳优化效果。 检验通信流程的有效性和性能 应用程序利用网络互通信息的原理都是一样的，但是实现方式可以多种多样。在网络损伤很小的开发环境下，采用何种通信流程对应用程序性能的影响并不显著，开发者往往会忽略对于通信流程的优化，而是想当然的认为有了下层协议的支持，流程的不同对性能的影响不会很大，然而较大的网络损伤，往往会放大通信流程对应用程序性能的影响。此时若流程设计不合理，致使网络损伤的效果多次叠加，将会严重影响到应用程序性能，甚至无法使用。举一个简单的例子：某ERP软件客户端与服务器交互流程在开始设计阶段为保证信息的正确性，将一个大的信息包拆分为多个小信息包发送，每次发送都需要对端确认。在开发环境下，系统工作良好，但是当系统在SHUNRA仿真仪仿真网络上运行时，客户端反应速度严重缓慢，最终发现当
精心整理 化验室常用指标分析方法 COD快速消解光度法 一、化学需氧量（ChemicalOxygenDemand,COD） 在一定条件下，经重铬酸钾氧化处理，水中的溶解性物质和悬浮物所消耗的重铬酸钾相对应的 1. 2. 3. 冷却后，转移至1000ml容量瓶中，用水稀释至标线。COD测定范围为50~1000mg/L。 （3）c(1/6K2CrO7)=0.05mol/L 称取2.45g重铬酸钾，50.0g硫酸铝钾，10.0g钼酸铵，溶解于500ml水中，加入200ml浓硫酸，冷却后，转移至1000ml容量瓶中，用水稀释至标线。COD测定范围为0~50mg/L。 4.COD储备液 称取0.8502g邻苯二甲酸氢钾（基准试剂）用纯水溶解后，转移至1000mL容量瓶中，用纯水
稀释标线。此储备液COD值为1000mg/L。 5.COD标准使用液 分别取上述储备液5mL，10mL，20mL，40mL，50mL，60mL，80mL于100mL容量瓶中，加水稀释至标线，所得COD值分别为50mg/L，100mg/L，200mg/L，400mg/L，600mg/L，800mg/L 及原液1000mg/L的标准使用液系列。 四、仪器 五、 7个点 二、方法原理 碘化汞和碘化钾的碱性溶液与氨反应生成淡红棕色胶态化合物，此颜色在较宽的波长内具有强烈吸收。测量波长在420nm。 三、试剂： 1.酒石酸钾钠
称取50g酒石酸钾钠溶于100ml水中，加热煮沸以去除氮，放冷，定容至100ml。 2.纳氏试剂 称取16g氢氧化钠，溶于50ml水中，充分冷却至室温。另取7g碘化钾和10g碘化汞（HgI2）溶于水，然后将此溶液在搅拌下徐徐注入氢氧化钠溶液中，用水稀释至100ml，贮于聚乙烯瓶中，密封保存。静置过夜，使用时取上清液。 3.铵标准贮备溶液 4. 对校 比色管中，加水至标线； 2.加1.0ml酒石酸钾钠溶液，混匀。加1.5ml纳氏试剂，混匀。放置10min； 3.在波长420nm处，用光程10mm比色皿（G），以无氨水为参比，测量吸光度； 4.由测得的吸光度，减去参比水样的吸光度后，得到校正吸光度，绘制以氨氮含量(mg)对校 正吸光度的校准曲线。 七、注意事项 1、氨氮取样后应尽快检测，否则应酸化到PH＜2，并在2~5℃下进行保存，保存期不超过24h
振动加速度、振幅、频率三者关系 在低频范围内,振动强度与位移成正比;在中频范围内,振动强度与速度成正比;在高频范围内,振动强度与加速度成正比。因为频率低意味着振动体在单位时间内振动的次数少、过程时间长,速度、加速度的数值相对较小且变化量更小,因此振动位移能够更清晰地反映出振动强度的大小;而频率高,意味着振动次数多、过程短,速度、尤其是加速度的数值及变化量大,因此振动强度与振动加速度成正比。 也可以认为,振动位移具体地反映了间隙的大小,振动速度反映了能量的大小,振动加速度反映了冲击力的大小。 振动加速度的量值是单峰值,单位是重力加速度[g]或米/秒平方[m/s2],1[g] = 9.81[m/s2]。 最大加速度20g(单位为g)。 最大加速度=0.002×f2(频率Hz的平方)×D(振幅p-pmm)f2:频率的平方值 举例:10Hz最大加速度=0.002×10*10×5=1g 在任何頻率下最加速度不可大于20g 最大振幅5mm 最大振幅=20/(0.002×f2) 举例:100Hz最大振幅=20/(0.002×100*100)=1mm 在任何频率下振幅不可大于5mm 加速度与振幅换算1g=9.8m/s2
A = 0.002 *F2 *D A:加速度(g) F:頻率(Hz) 2是F的平方D:位移量(mm) 2-13.2Hz 振幅为1mm 13.2-100Hz 加速度为7m/s2 A=0,002X(2X2)X1 A=0.002X4X1 A=0.008g 单位转换1g=9.81m/s2 A=0.07848 m/s2, 也就是2Hz频率时。它的加速度是0.07848m/s2. 以上公式按到对应的参数输入计算套出你想要的结果
塑料测试方法国家标准 1．GB1033-70 塑料比重试验方法 2．GB1034-70 塑料吸水性试验方法 3．GB1035-70 塑料耐热性（马丁）试验方法 4．GB1036-70 塑料线膨胀系数试验方法 5．GB1037-70 塑料透湿性试验方法 6．GB1038-70 塑料薄膜透气性试验方法 7．GB1408-78 固体电工绝缘材料工频击穿电压、击穿强度和耐电压试验方法 8．GB1409-78 固体电工绝缘材料在工频、音频、高频下相对介电系数和介质损耗角正切试验方法 9．GB1410-78 固体电工绝缘材料绝缘电阻、体积电阻系统和表面电阻系数试验方法10．GB1411-78 固体电工绝缘材料高压小电流间歇耐电弧试验方法 11．GB1039-79 塑料力学性能试验方法总则 12．GB1040-79 塑料拉伸试验方法 13．GB1041-79 塑料压缩试验方法 14．GB1042-79 塑料弯曲试验方法 15．GB1043-79 塑料简支梁冲击试验方法 16．GB1633-79 热塑性塑料软化点（维卡）试验方法 17．GB1634-79 塑料弯曲负载热变形温度（简称热变形温度）试验方法 18．GB1635-79 塑料树脂灰分测定方法 19．GB1636-79 模塑料表观密度试验方法 20．GB1841-80聚烯烃树脂稀溶液粘度试验方法 21．GB 1842-80 聚乙烯环境应力开裂试验方法 22．GB1843-80 塑料悬臂梁冲击试验方法 23．GB1846-80 聚氯醚树脂稀溶液粘度试验方法 24．GB1847-80 聚甲醛树脂稀溶液粘试验方法 25．GB2406-80 塑料燃烧性能试验方法氧指数法 26．GB2407-80 塑料燃烧性能试验方法炽热棒法 27．GB2408-80 塑料燃烧性能试验方法水平燃烧法 28．GB2409-80 塑料黄色指数试验方法 29．GB2410-80 透明塑料透光率和雾度试验方法 30．GB2411-80 塑料邵氏硬度试验方法 31．GB2412-80 聚丙烯等规指数测试方法 32．GB1657-81 增塑剂折光率的测定 33．GB1662-81 增塑剂结晶点的测定 34．GB1664-81 增塑剂外观色泽的测定（铂-钴比色法） 35．GB1665-81 增塑剂皂化值及酯含量的测定 36．GB1666-81 增塑剂比重的测定（韦氏天平法） 37．GB1667-81 增塑剂比重的测定（比重瓶法） 38．GB1668-81 增塑剂酸值的测定（一） 39．GB1669-81 增塑剂加热减量的测定 40．GB1670-81 增塑剂热稳定性试验 41．GB1671-81 增塑剂闪点的测定（开口杯法） 42．GB1672-81 增塑剂体积电阻系数的测定
先进航空发动机设计与制造技术综述 进入21世纪，世界航空发动机技术取得了巨大进步，并呈现加速发展的趋势。美国推重比10一级涡扇发动机F119作为第四代战斗机F22的动力装备部队，是当今航空动力技术最具标志性的成就。在此基础上，美国持续实施了多个技术研究计划，正在推动世界航空发动机技术继续向前发展。本文从未来高性能航空发动机采用的高级负荷压缩系统、高温升燃烧室、高效冷却涡轮叶片、推力矢量等方面，对其先进设计和制造技术的发展方向和趋势进行初步的分析研究。 高级负荷压缩系统 高压压气机技术发展的目标是单级压比高、级数少、推重比高、飞行性能好。对高级负荷的压缩系统，低展弦比设计、气动前掠设计、 整体叶盘、整体叶环、压气机稳定性主动控 制等技术是其中具有代表性的新技术。 1低展弦比叶片设计及制造 低展弦比叶片即宽弦叶片，它与窄弦叶 片相比，增宽了弦长，使压气机的长度缩短， 抗外物损伤能力、抗疲劳特性和失速裕度有 所提高。还可使压气机零件数减少，降低生 产和制造费用成本（图表1）。 90年代以来，英国罗·罗（R·R）公司、 美国普惠公司和GE 公司、法国SNECMA公 司不断研制和改进高压压气机钛合金宽弦叶片的气动和结构性能，广
泛应用于大涵道比涡扇发动机和高推重比小涵道涡扇发动机上。GE 公司TECH56技术计划的验证机和F119发动机、EJ200发动机都采用了这种宽弦叶片。 叶片的低展弦比设计，结合整体叶盘技术使得高压压气机在减少级数和提高叶片强度的同时，具有更好的气动稳定性。低展弦比叶片需要解决的关键技术问题是因重量增加而导致的轮盘与叶根结合处和轮盘本身的离心力增大问题。IHPTET计划在大型涡扇和涡喷发动机验证机上验证了该技术，该技术还将在F135和F136发动机上采用。 目前，低展弦比叶片已成为先进航空发动机压缩系统的关键技术，与3D气动掠形、空心结构、整体叶盘结构和更轻的钛金属基复合材料技术相结合，是未来的发展重点。 2大小叶片设计及制造 大小叶片就是在全弦长叶片后 增加一排小叶片，具有大大提高轴 流压气机叶片排增压比和减少气流 引起的振动等特点，是使轴流压气 机级增压比达到3或3以上的具有 发展潜力的技术（图表2）。90年 代，美国的霍尼韦尔（Honeywell） 和GE公司联合研制和验证了分流 小叶片。试验结果表明，采用大小
(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910228709.X (22)申请日 2019.03.25 (71)申请人 北京经纬恒润科技有限公司 地址 100101 北京市朝阳区安翔北里11号B 座8层 (72)发明人 王珍 王胜华 康驭涛 (74)专利代理机构 北京集佳知识产权代理有限 公司 11227 代理人 赵兴华 王宝筠 (51)Int.Cl. G05B 17/02(2006.01) (54)发明名称 自动泊车仿真测试方法及系统 (57)摘要 本发明提供自动泊车仿真测试方法及系统， 以降低测试成本、提高工作效率。在本发明实施 例中，利用动画仿真平台搭建测试场景，利用自 动测试平台搭建测试脚本，在自动测试阶段，由 自动测试平台根据测试脚本和泊车控制器的车 辆控制命令，通过人机交互平台对车辆动力学模 型的运行参数进行控制，并生成测试报告，可实 现仿真测试的自动化。使用本发明实施例所提供 的技术方案，并不需要实车参与，同时测试过程 是由自动测试平台自动执行的，因此可在降低测 试成本的同时， 提高工作效率。权利要求书2页 说明书10页 附图10页CN 109782630 A 2019.05.21 C N 109782630 A
权 利 要 求 书1/2页CN 109782630 A 1.一种自动泊车仿真测试方法，其特征在于，用于对泊车控制器进行仿真测试；所述方法基于自动泊车仿真测试系统，所述自动泊车仿真测试系统包括：自动测试平台、动画仿真平台和人机交互平台； 所述方法包括： 使用所述动画仿真平台搭建与测试用例相应的虚拟测试场景； 使用所述自动测试平台搭建与所述测试用例相应的测试脚本； 在自动测试阶段，所述自动测试平台根据所述测试脚本和泊车控制器的车辆控制命令，通过所述人机交互平台操控车辆动力学模型的运行参数，并在所述测试脚本执行完毕后生成测试报告；所述测试报告至少包括表征泊车成功或失败的信息；所述车辆动力学模型为真实车辆的虚拟仿真模型；在所述自动测试阶段，所述动画仿真平台至少用于在所述虚拟测试场景中根据运行参数显示所述车辆动力学模型。 2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述自动测试阶段，所述方法还包括： 所述自动测试平台通过所述人机交互平台模拟生成目标传感器信号，所述目标传感器信号用于所述泊车控制器生成车辆控制命令。 3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，在所述自动测试阶段之前，所述方法还包括： 将输入输出I/O模型加载至所述人机交互平台； 将所述车辆动力学模型加载至所述人机交互平台； 将所述车辆动力学模型的运行参数与所述人机交互平台的车辆控制信号进行映射，以实现通过所述人机交互平台操控所述车辆动力学模型的运行参数。 4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，还包括： 在所述自动测试阶段，由所述人机交互平台运行所述I/O模型以监测所述车辆动力学模型的目标运行参数；所述目标运行参数包括需监测的运行参数； 所述测试报告还包括所述目标运行参数。 5.如权利要求1-4任一项所述的方法，其特征在于，在所述自动测试阶段之前，所述方法还包括： 将人机交互工程文件加载至所述自动测试平台；所述人机交互工程文件包括车辆控制信号和需监测的运行参数。 6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，所述自动泊车仿真测试系统的硬件架构包括：上位机、硬件在环HIL下位机和所述泊车控制器； 至少所述自动测试平台部署在所述上位机中。 7.如权利要求6所述的方法，其特征在于，所述HIL下位机包括实时处理器和I/O板卡，所述泊车控制器与所述I/O板卡具有通信连接； 在所述自动测试阶段之前，所述方法还包括：将车辆动力学模型和I/O模型加载至所述实时处理器。 8.一种自动泊车仿真测试系统，其特征在于，用于对泊车控制器进行仿真测试；所述系统包括自动测试平台、人机测试平台和动画仿真平台； 其中： 所述人机交互平台用于：操控车辆动力学模型的运行参数；所述车辆动力学模型为真实车辆的虚拟仿真模型； 2
软件测试说明（国标） 软件测试说明文件编号：版本号：受控状态：保密级别：编制人/编制时间：审核人/审核时间：批准人/批准时间：生效日期：■ 受控□ 非受控公司级王攀坤2014年7月新疆泰戈瑞信息技术有限责任公司发布新疆泰戈瑞信息技术有限责任公司变更记录变更序号1变更状态C简要说明变更内容和版本号变更范围变更人批准人生效日期2/ 15 新疆泰戈瑞信息技术有限责任公司目录 1. 引言............................................................... ..................................................................... .......................... 4 标识............................................................... .....................................................................
............... 4 系统概述............................................................... ..................................................................... ....... 4 文档概述............................................................... ..................................................................... ....... 4 2. 引用文件............................................................... ..................................................................... .................. 5 3. 测试准备............................................................... ..................................................................... .................. 6 (测试的项目唯一标识符) .............................................................. ..................................................... 6 测试硬件准备............................................................... .. (6) 软件准备............................................................... ...................................................................... 7 其他测试前准
收稿日期:2001-07- 18 对航空发动机研究和发展规律的认识 江和甫 蔡 毅 斯永华 (中国燃气涡轮研究院 成都#610500) 摘要:探讨了世界上航空发达国家航空发动机技术加速发展的态势。分析了我国航空动力技术预先研究的现状及存在的问题。加深了对航空发动机发展规律的认识。对如何振兴航空、动力先行,把我国航空发动机搞上去,走自主创新的发展道路提出了建议。关键词:航空发动机;研究;发展 Understanding the Law of aero -engine Research and Development JIANG He -fu &CAI Yi &SI Yong -hua (China Gas Turbine Establishment,Chengdu 610500)Abstract:T his paper discusses the accelerated developing trend of aero -eng ine technolog ies in developed countries.The present situation and existing problems in China aero -propulsion technology research have been introduced.A deeper understanding of the law of aero -engine development has been made.Also,suggestions to v italize China aviation industry w ith putting propulsion in the first place in a manner of /creating and acting on our ow n 0is put forward. Key words:aero -engine;research;development 1 引言 航空发动机研制涉及众多专业的前沿技术成果,是一种属于多学科综合技术的/高科技产品0。世界上能研制飞机的国家很多,真正能独立研制先进航空发动机的只有美国、英国、法国、俄罗斯等四个国家。因此,它是一个国家科学技术水平和综合 技术能力的标志,甚至是综合国力的象征。 2 现状分析 世界上航空发达国家诸如美国等都十分重视航 空动力技术的发展,倾注了巨大的人力、物力、财力,执行了一系列旨在促进航空动力技术进步的研究计划。如:美军方从20世纪50年代开始实施的航空推进技术探索发展计划以及70年代实施的先进战术战斗机发动机计划(ATFE );先进涡轮发动机燃气发生器计划(AT EGG)和飞机推进分系统综合计划。此外,NASA 在70年代末还实施了发动机部件改进计划,高效节能发动机计划(E 3),先进螺旋桨计划和发动机热端部件技术计划(HOST )。这些计划为各种先进军民用发动机提供了坚实的技术基础,并使美国达到了当今世界领先的水平,推出了一代又一代先进军民用发动机,跨上了一个又一个技术
航空发动机试验测试技 术 集团标准化小组：[VVOPPT-JOPP28-JPPTL98-LOPPNN]
航空发动机试验测试技术 航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。试验测试技术是发展先进航空发动机的关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部件和整机性能的重要判定条件。因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。 从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验，一般也将全台发动机的试验称为试车。部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组件的强度、振动试验等。整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试验等。下面详细介绍几种试验。 1进气道试验 研究飞行器进气道性能的风洞试验。一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主要是验证和修改初步设计的进气道静特性。然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。进气道与发动机是共同工作的，在不同状态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。实现相容目前主要依靠进气道与发动机联合试验。 2，压气机试验 对压气机性能进行的试验。压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出不足之处，便于修改、完善设计。压气机试验可分为： (1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。 (2)全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台上测取压气机特性，确定稳定工作边界，研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进行的试验。(3)在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机，主要包括部件间的匹配和进行一些特种试验，如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系统试验等。3，燃烧室试验 在专门的燃烧室试验设备上，模拟发动机燃烧室的进口气流条件(压力、温度、流量)所进行的各种试验。主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、加速性、出口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等。
航空发动机仿真测试方案 挑战 发动机是飞机的心脏，其性能对飞机的发展有着至关重要的影响。由于安全性、经济性和可靠性等原因，在实际发动机上进行实验一般比较困难，而较多的是在实验室设备上进行试验。但是，对于新型的发动机的开发及测试，如发动机供油系统的测试，以及控制系统的测试，基于传统实验测试台架，既无法实现系统部件的性能测试，更无法在闭环的动态环境下进行控制系统综合性能的测试，这样使得开发过程中缺乏必要的测试和验证手段，将会给型号的研发过程造成不可预计的障碍。 基于上述客观条件的限制，提出建设发动机系统设计建模、仿真分析、动态测试和综合验证的一体化设计、分析和验证环境，通过一维离线仿真、半物理实时仿真、三维仿真等对发动机系统进行充分的功能和性能测试，以便在设计阶段就发现和解决潜在的问题与缺陷，减少实机测试和实验次数，缩短型号研发周期，从而节省开发费用、提高工作效率和产品可靠性。 解决方案 针对飞机发动机系统从设计开发到试验验证全过程的解决方案，能够设计飞机发动机系统的整体架构、仿真分析和验证发动机系统的功能和性能需求。解决方案的整体框架如下图所示。 解决方案框架 在管理计算机中，部署了多学科系统设计分析工具PROOSIS及专业的TURBO模型库，TURBO 库中包含超过70个发动机专业元件，如进气道、压气机、燃烧室、涡轮及喷管等，可用于建立涡喷、涡扇、涡轴、涡桨等各种发动机系统的模型，并进行参数化、敏感度分析、优化计算；设计点、非设计点计算；稳态、瞬态计算等，协助进行系统研发初期的动态性能指标确定并作为半实物仿真的环控系统对象模型。PROOSIS完美的多学科耦合分析，可以在同一个模型中综合分析控制、机械、电气、液压等耦合状况；
有机肥料的国家标准及各个指标的检测方法 简介：本文介绍了生物有机肥肥料的国家标准，以及各个指标的检测方法。具体包括：有效活菌数，有机质，水分，PH，粪类大肠菌群数，蛔虫卵死亡率，N，P5O2，K2O,重金属等指标的测定方法和流程。可供同行人士参考，可大大缩减您查阅资料的时间，本文采用word文字编辑，下载后可以直接复制粘贴。一．各个指标的标准 1.各个技术指标 项目指标要求 有效活菌数≧0.2亿/g 有机质（以干计）≧45% 水分≦30% PH 5.5-8.5 粪大肠菌群数≦100个/g 蛔虫卵死亡率≧95% ≧5% 总养分质量分数（N+P5O2+K2O，以烘干 计） 2.重金属指标 项目指标要求 总AS ≦15mg/kg 总Cd ≦3mg/kg 总Pb ≦50mg/kg 总Cr ≦150mg/kg 总Hg ≦2mg/kg 二．各个指标检测方法 1.有效活菌数的测定 （1）稀释 称取固体样品10g，加入带玻璃珠的100ml的无菌水中，静置20分钟，在旋转式摇床上200r/min充分震荡30分钟，即成母液菌悬液。 用5ml无菌转液管分别吸取5ml上述母液菌悬液加入45ml无菌水中，按1
比10进行系列稀释，分别得到10-1,10-2,10-3、、、稀释倍数的菌悬液。 （2）加样及培养 每个样品取3个连续适宜稀释度，用0.5ml无菌移液管分别吸取不同稀释度菌悬液0.1ml，加至预先制备好的固体培养基平板上，分别用无菌玻璃刮刀将不同稀释度的菌悬液均匀地涂布于琼脂表面。 每一稀释度重复3次，同时以无菌水作空白对照，于适宜的条件下培养。 （3）菌落识别 根据所检测菌种的技术资料，每个稀释度取不同类型代表菌落通过涂片、染色、镜检等技术手段确认有效菌。当空白对照培养皿出现菌落数时，检测结果无效，应该重做。 （4）菌落计数 以出现20-30个菌落数的稀释度的平板为计数标准，（丝状真菌为10-150个菌落数），分别统计有效活菌数目和杂菌数目。当只有一个稀释度，其有效菌平均菌落数在20-300个之间时，则以该菌落数计算。若有两个稀释度，其有效菌落数在20-300个之间时，应该两者菌落总数之比值决定，若其比值小于等于2应该计算两者的平均数；若大于2，则以稀释度小的菌落数平均数计算。有效活菌数按下列公式计算，同事计算杂菌数。 N1=(x*k*v1/m0*v2)*108 N2=(x`*k*v1/v0*v2)*108 式中： N1——————质量有效活菌数，单位为亿每克； N2——————体积有效活菌数，单位为亿每毫升； x·——————有效菌落平均数； K———————稀释倍数； V1———————基础液体积，单位为毫升； V2———————菌悬液加入量，单位为毫升； V0———————样品量，单位为毫升； M0———————样品量，单位为克。 2.有机质的测定 (1)方法原理 用定量的重铬酸钾-硫酸溶液，在加热条件下，使有机肥料中的有机碳氧化，