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991.
992.
大型固体火箭发动机研制的关键技术 总被引:8,自引:0,他引:8
介绍了大型固体发动机推进技术的现状和发展趋势。研讨了发动机设计总体布局与各部件匹配及协调、优化设计、推进剂性能、装药燃烧室的界面脱粘、喷管热结构设计与材料、全轴摆动柔性接头喷管和鉴定阶段发动机性能逆运算等技术问题,并总结了多年的研制经验。 相似文献
993.
994.
超声速民机已成为世界民机未来发展的主要方向之一。超声速民机由于涉及声爆等一系列特殊的技术问题,比亚声速民机的性能要求更苛刻,对总体气动布局设计提出了更高要求。首先,根据设计思想和主要技术特点,将世界迄今为止的代表性超声速民机布局方案划分为三代:第1代布局主要旨在实现民用超声速飞行并兼顾高低速性能,基本为三角翼/双三角翼布局;第2代布局更加重视低声爆/低阻性能,主要采用大后掠箭形翼布局;第3代布局在低声爆/低阻要求基础上,更加注重多学科综合性能和技术可行性,主要采用“大后掠机翼+鸭翼/T尾/V尾布局和发动机短舱背负式/尾吊式”的布局。其次,梳理了新一代超声速民机总体气动布局设计目前面临的技术瓶颈和难点,对总体设计技术、低声爆设计技术、超声速减阻技术和飞-发一体化设计技术的国内外研究进展和现状进行了综述和分析。最后,展望了新一代超声速民机总体气动布局的发展趋势,针对仍需突破的关键科学与技术问题,探讨了重要研究方向。未来将优先发展超声速公务机或中小型超声速民机,其布局技术特点趋近于第3代布局,声爆、减阻、飞-发一体化、起降噪声、气动弹性、人机功效等方面的综合性能和工程可实现性将成为重点研究对... 相似文献
995.
张强 《民用飞机设计与研究》2019,(1):53
分析了适航规章第25部121修正案中关于民机临界冰型的修订内容,提出大型客机结冰适航验证所用临界冰型的确定策略。针对飞机不同飞行阶段分析飞机结冰特征,对飞机不同部件开展结冰参数临界性分析,确定临界结冰条件,结合结冰数值预测和冰风洞试验手段提出相应的临界冰型确定方法;同时提出适航验证所需失效冰型、延迟冰型等特殊冰型的确定方法。根据性能、操稳和动力专业对于结冰临界性的不同要求,对比评估各种冰型对飞机影响的严重程度,最终确定飞机用于适航验证的临界冰型。本文可为大型客机的结冰适航验证工作提供参考。 相似文献
996.
随着计算机技术的飞速发展,3D打印(增材制造/快速成形)技术基于分层制造原理,采用材料逐层累加的方法,直接将数字化模型制造为实体零件,在多个领域具有广泛的应用前景。3D打印技术与传统加工各有千秋,3D打印与数控加工、铸锻造及模具制造等传统加工手段相结合,正在成为新产品快速成形与制造的方法之一。在民机制造领域,3D打印生产的零件,尤其是金属成形件,需要进一步的后处理(如热处理)才能投入生产使用。对于特定金属材料的3D打印成形零件,形状可以优化控制,并且结构静力性能可与铸锻件媲美。但是,由于无损检测能力的限制,3D打印零件内部孔隙度和微裂纹不可预测。对3D成形件的认识程度相比于传统加工还有较大差距,在民机应用中还有较长的路需要走。 相似文献
997.
大型开放式网络课程(MOOC)的出现虽然极大地改变了人们的学习方式,但用户在MOOC平台开展学习的学习情况及完成率预测仍是目前一个重要的技术挑战。针对预测的需求,从用户的学习行为中对用户和课程进行分析,采用长短时记忆机对学习者的学习活动进行建模,采用多头注意力机制对用户和课程之间的交互活动情况进行分析,提出一个基于门控单元的特征融合框架,用于学习情况预测。在公开数据集上的结果表明:所提框架能够提升预测精度,使得MOOC平台能够尽可能早地对用户活动进行干预,从而提升整体的MOOC平台使用体验。 相似文献
998.
基于非结构混合网格技术,通过数值求解Navier-Stokes方程,分析了航空发动机进排气效应对民机构型气动特性的影响。通过设置合适的进排气边界条件来模拟发动机进排气效应的影响,采用单独发动机短舱风洞试验模型,验证了计算方法的可靠性。在此基础上,分析了发动机进排气效应对翼吊式和尾吊式两种典型民机构型气动特性的影响,结果表明:翼吊式民机构型发动机进排气效应对升力的干扰主要由发动机尾喷流的引射效应对机翼的干扰引起;尾吊式民机构型随着发动机进气流量的增大,机翼上表面压力逐渐减小,激波位置逐渐后移;不同发动机进气流量会对飞机的阻力特性产生较大影响,在飞机详细设计阶段需充分考虑机体与动力装置之间的干扰影响。 相似文献
999.
针对转子系统不平衡特征再现设计问题,提出1种基于动力学相似关系的模型再现方法。根据转子系统的振动微分方程,通过积分模拟法和量纲分析法建立转子系统中转轴、转盘、弹性支承和不平衡量的相似关系。根据相似关系,设计了原型不平衡转子系统的动力学相似模型,利用有限元方法仿真验证了所得相似关系的正确性。试验采用最小二乘三点法识别原型与模型不平衡转子试验台的不平衡量,给出再现原型不平衡特征的过程,验证了不平衡特征再现设计方法的有效性。总结了基于动力学相似关系的转子系统不平衡特征再现设计方法。 相似文献
1000.
超临界机翼在方案设计阶段要估算机翼面积并初步确定机翼平面形状.当进入详细设计阶段时,必须仔细考虑机翼的几何参数,以便得到对于规定任务的最佳平面形状和弯扭配置.机翼设计时不能和飞机的其他部件分开进行独立考虑,但是在设计的初始阶段,只需要抓住最主要的几个机翼参数,进而在后期设计中,再详细考虑飞机方案和技术之间要涉及的全部因素. 相似文献